Орбітальна швидкість. Недоліки геостаціонарної орбіти

Орбіти космічних апаратів навколо Землі

Низька опорна орбіта(НГО, Низька навколоземна орбіта) – орбіта космічного апарату біля Землі. Орбіту правомірно називати «опорною», якщо передбачається її зміна – збільшення висоти чи зміна способу. Якщо ж маневри не передбачені чи космічний апарат взагалі немає власної рухової установки, переважно використання назви «низька навколоземна орбіта». У загальному випадкувважається, що космічний апарат знаходиться на опорній орбіті, якщо він рухається з першою космічною швидкістю і знаходиться на висоті, де відповідна щільність верхніх шарів атмосфери, в першому наближенні, допускає круговий або еліптичний рух. При цьому на орбіті такого типу апарат може бути не менше одного витка. Типові параметри опорної орбіти на прикладі космічного корабля «Союз-ТМА» складають:

мінімальна висота над рівнем моря (в перигеї) – 193 км,

максимальна висота над рівнем моря (вапогеї) – 220 км,

спосіб - 51,6 градуса,

період звернення – близько 88,3 хвилин.

При визначенні висоти НГОважливо вказувати, від якої моделі Землі вона відраховується. Російські балістики традиційно вказують висоту над еліпсоїдом, а американські – над сферою, в результаті різниця може досягати 20 км (приблизно відповідає різниці екваторіального та полярного радіусів Землі), а положення апогею та перигею – зміщуватися.

Так як добове обертання Землі бере участь у виведенні ракети-носія на орбіту, то вантажопідйомність залежить від способу орбіти до площини екватора. Найкращі умови досягаються, якщо НГОмає нахил до екватора, який збігається з широтою стартового майданчика, з якої було здійснено запуск. Інші способи орбіти ведуть до зменшення параметрів ракети-носія за здатністю виведення вантажу на орбіту. Однак, не для всіх космодромів можливий запуск у найбільш енергетично вигідному напрямку, так, наприклад, для Байконура з широтою близько 46 градусів неможливий запуск на нахилення менше 48,5 градусів через обмеження розташування територій падіння частин ракет (зон відчуження). Найпоширеніший спосіб при запусках з Байконура – ​​51,6 градуса, менші способи використовуються рідко.

Час життя, або час знаходження КА на НГО, залежать від балістичних параметрів штучного небесного тіла та від активності Сонця в цей період, що впливає на висоту верхніх шарів атмосфери Землі.

Чим нижча орбіта, тим нижче більше масавантажу, який може вивести на неї ракета-носій за інших рівних умов. Тому опорну орбіту вигідно робити якнайнижче. На практиці час орбітального польоту (до входження в щільні шари атмосфери) менш ніж одну добу може викликати проблеми при відмови на борту космічного апарату, тому такі низькі орбіти практично не використовуються. Крім того, на мінімальну висоту опорної орбіти впливає величина похибки виведення, так як при несприятливому поєднанні помилок вимірювальних приладів, органів управління та зовнішніх факторів орбіта може виявитися надто низькою і КА повернеться в атмосферу Землі та згорить, перш ніж встигне зманеврувати. Проте відомі випадки виведення апаратів на орбіти з періодом обігу менше 88 хвилин і висотою перигею 121-150 км. Наприклад, на опорну орбіту з перигеєм 129 км було виведено автоматичну станцію Місяць-7.

Поняття «опорна орбіта» узвичаїлося з початком запусків чотириступінчастої ракети 8К78 «Блискавка», четверта ступінь якої запускалася в невагомості після скоєння приблизно 3/4 обороту навколо Землі, як потрібно міжпланетних і місячних АМС.

Низька навколоземна орбіта може використовуватися як опорна, а й як робоча. У випадку низькими вважаються орбіти з висотою апогею до 2000 км. Особливим різновидом низьких навколоземних орбіт є сонячно-синхронна орбіта. На такі орбіти запускаються супутники дистанційного зондування Землі.

На низькій навколоземній орбіті знаходиться МКС. Після завершення в 1972 році програми «Аполлон» всі пілотовані польоти в космосі відбуваються низькою навколоземною орбітою. У зв'язку з інтенсивним використанням на низьких орбітах звертається велика кількість космічного сміттящо призводить до ускладнень в експлуатації МКС.

Час перебування супутника на НГО залежить від багатьох чинників, особливо залежить від впливу Місяця і висоти над щільними шарами атмосфери. Наприклад, орбіта ШСЗ «Експлорер-6» (США) змінювалася кожні 3 місяці від 250 до 160 км, що призвело до терміну служби супутника в 2 роки замість 20 запланованих, також перший супутник Землі проіснував 3 місяці (перигей 215 км ). Зросла сонячна активність може призвести до різкого збільшення щільності верхньої атмосфери- В результаті супутник гальмується сильніше, а висота його орбіти знижується швидше. Істотну рольграє і форма супутника, а саме площа його міделя ( поперечного перерізу); для супутників, спеціально призначених для роботи на низьких орбітах, найчастіше вибирають стрілоподібну, аеродинамічно обтічну форму корпусу.

Сонячно-синхронна орбіта(іноді називається геліосинхронною) – геоцентрична орбітас такими параметрами, що об'єкт, що знаходиться на ній, проходить над будь-якою точкою земної поверхніприблизно в те саме місцеве сонячний час. Таким чином, кут освітлення земної поверхні буде приблизно однаковим усім проходах супутника. Такі постійні умови освітлення дуже добре підходять для супутників, які одержують зображення земної поверхні (у тому числі супутників дистанційного зондування землі, метеосупутників). Проте є річні коливання сонячного часу, викликані еліптичності земної орбіти.

Наприклад, супутник LandSat-7, що знаходиться на сонячно-синхронній орбіті, може перетинати екватор п'ятнадцять разів на добу, щоразу о 10:00 за місцевим часом.

Для досягнення подібних характеристик параметри орбіти вибираються таким чином, щоб орбіта прецесувала. східному напрямкуна 360 градусів на рік (приблизно на 1 градус на день), компенсуючи обертання Землі навколо Сонця. Прецесія відбувається рахунок взаємодії супутника із Землею, несферичної через полярного стиску. Швидкість прецесії залежить від способу орбіти. Потрібної швидкості прецесії можна досягти лише певного діапазону висот орбіт (зазвичай, вибираються значення 600-800 км, з періодами 96-100 хв.), необхідне спосіб для згаданого діапазону висот близько 98°. Для орбіт з більшими висотами потрібні дуже великі значенняспособи, через що до зони відвідувань супутника перестають потрапляти полярні області.

Цей тип орбіт може мати різні варіації. Наприклад, можливі сонячно-синхронні орбіти з великим ексцентриситетом. У цьому випадку сонячний час проходу буде зафіксовано лише для однієї точки орбіти (як правило, перигею).

Період звернення вибирається відповідно до необхідного періоду повторних проходів над однією і тією ж точкою поверхні. Хоча супутник на круговій сонячно-синхронній орбіті перетинає екватор в той самий місцевий час, це відбувається в різних точках екватора (на різній довготі) через те, що Земля повертається на деякий кут між проходами супутника. Припустимо, період звернення становить 96 хв. Це значення націло ділить сонячна доба 7 на п'ятнадцять. Таким чином, за добу супутник пройде над п'ятнадцятьма різними точками екватора на денному боці орбіти (і ще над п'ятнадцятьма - на нічний) і повернеться до першої точки. Підбором складніших (нецілих) відносин, кількість відвідуваних точок то, можливо збільшено рахунок збільшення періоду відвідування однієї й тієї точки.

Спеціальним випадком сонячно-синхронної орбіти є орбіта, на якій відвідування екватора відбувається опівдні/півночі, а також орбіта, що лежить в площині термінатора 8 тобто в смузі заходів сонця і сходів. Останній варіант немає сенсу для супутників, здійснюють оптичну фотозйомку, але хороший для радарних супутників, оскільки забезпечує відсутність ділянок орбіти, у яких супутник потрапляє у тінь Землі. Таким чином, на такій орбіті сонячні батареї супутника постійно освітлюються Сонцем.

Геоцентрична орбіта– траєкторія руху небесного тіла еліптичною траєкторією навколо Землі.

Один із двох фокусів еліпса, яким рухається небесне тіло, збігається із Землею. Для того, щоб космічний корабель виявився на цій орбіті, йому необхідно повідомити швидкість, яка менша за другу космічну швидкість, але не менше ніж перша космічна швидкість.

Висока еліптична орбіта (ВЕО)- Це тип еліптичної орбіти, у якої висота в апогеї у багато разів перевищує висоту в перигеї.

За законами Кеплера супутники, що використовують високі еліптичні орбіти, рухаються з дуже високою швидкістю в перигеї, потім сильно сповільнюються в апогеї. Коли КА знаходиться близько від апогею, у наземного спостерігача складається враження, що супутник майже не рухається протягом кількох годин, тобто його орбіта стає квазігеостаціонарною. Протягом 3,5 години сигнал з нього можна приймати на антену діаметром 0,6 м без використання поворотного пристрою. З іншого боку, точка квазігеостаціонару може бути розташована над будь-якою точкою земної кулі, а не тільки над екватором, як у геостаціонарних супутників. Ця властивість використовується в північних і південних широтах, сильно віддалених від екватора (вище 76 - 78 ° пн.ш./пд.ш.), де кут місця геостаціонарних супутників може бути дуже низьким, або навіть негативним. У цих зонах прийом із геостаціонарного супутника дуже утруднений або зовсім неможливий, і супутники на високоеліптичних орбітах є єдиною можливістю забезпечити обслуговування. Кути місць у високоеліптичних супутників перевищують 40 ° на краях зони обслуговування і досягають 90 ° в її центрі.

Орбіти ВЕО можуть мати будь-який спосіб, але часто мають близьке нахил для обнулення обурення викликаного неправильною формою Землі, схожої на сплюснутий еліпсоїд. При використанні такого способу орбіта стабілізується.

У еліптичних орбіт аргумент перигею, що знаходиться між 180 і 360, означає, що апогей знаходиться над Північною півкулею. Якщо аргумент перигею знаходиться між 0 і 180 - апогей знаходиться над Південною півкулею. Апогей орбіти з аргументом перигею 0° або 180° перебуватиме точно над екватором, що з практичної точки зору немає сенсу, оскільки в цьому випадку дешевше і простіше використовувати КА на геостаціонарній орбіті (потрібно лише один супутник замість трьох).

Супутники на ВЕО мають такі переваги:

можливість обслуговування дуже великої території. Так, наприклад, така система може обслуговувати всю територію Росії;

можливість обслуговування найвищих широт. Кут місця в цих зонах у систем на ВЕО набагато більший, ніж у геостаціонарних супутників;

широке використання різних частотних діапазонів на ВЕО без реєстрації (на відміну геостаціонарної орбіти, де практично не залишилося ні вільного місця, ні вільних частот);

більш дешевий висновок на орбіту (приблизно 1,8 разу).

У той же час, в даний час у систем на високоеліптичних орбітах більше недоліків, ніж переваг. До недоліків відносяться:

необхідність мати принаймні три супутники на орбіті (замість одного геостаціонарного) для створення квазігеостаціонарної системи. У разі забезпечення цілодобового безперервного мовлення кількість КА зростає до семи;

приймальна антена повинна мати функцію стеження (привід для розвороту). Тому первісна вартість такої антени та вартість її обслуговування будуть вищими, ніж у простої фіксованої антени;

у високих широтах щільність населення набагато нижча, ніж у середніх районах, тому питання окупності такої системи дуже сумнівне;

апогей супутників на ВЕО вище, ніж у ДСО, тому потужність передавачів має бути вищою, до 400-500 ватів. Це дорожчає супутники;

орбіта супутників на ВЕО зазвичай перетинає радіаційні пояси, що дуже скорочує термін служби КА. Для того, щоб позбавитися цієї проблеми, необхідно мати орбіту з апогею близько 50 тис. км і перигеєм близько 20 тис. км;

оскільки КА рухаються орбітою, ефект Доплера створює додаткові труднощідля приймачів Землі;

з-за великого часу розповсюдження сигналу виникають складнощі при використанні додатків, що працюють у реальному масштабі часу (наприклад, телефонія).

Геоперехідна орбіта(ДПО) – орбіта, що є перехідною між низькою опорною орбітою (НГО) (висота близько 200 км) та геостаціонарною орбітою (ГСО) (35 786 км). На відміну від НГО та ДСО, які в першому наближенні є круговими, перехідна орбіта – це сильно витягнута еліптична траєкторія руху КА, перігей якої лежить на відстані НГО від Землі, а апогей на відстані ДСО (орбіта Гомана – Ветчинкіна).

Завершення виведення КАнаГСО відбувається, коли він досягає апогею під час руху геоперехідною орбітою. У цей момент розгінний блокповідомляє апарату розгінний імпульс, який перетворює його еліптичний рух у кругове, з періодом обертання навколо Землі, рівним довжину доби.

Геостаціонарна орбіта(ГСО) – кругова орбіта, розташована над екватором Землі (0° широти), перебуваючи де штучний супутник обертається навколо планети з кутовою швидкістю, рівної кутовий швидкості обертання Землі навколо осі. У горизонтальній системі координат напрямок на супутник не змінюється ні по азимуту, ні по висоті над горизонтом, супутник «висить» у небі нерухомо. Геостаціонарна орбітає різновидом геосинхронної орбіти та використовується для розміщення штучних супутників (комунікаційних, телетрансляційних тощо).

Супутник повинен звертатися у напрямку обертання Землі, на висоті 35786 км над рівнем моря. Саме така висота забезпечує супутнику період обігу, що дорівнює періоду обертання Землі щодо зірок (Зоряна доба: 23 години 56 хвилин 4,091 секунди).

Переваги геостаціонарної орбіти здобули широку популярність після появи науково-популярної статті Артура Кларка в журналі «Wireless World» у 1945 році, тому на Заході геостаціонарна та геосинхронні орбіти іноді називаються « орбітами Кларка». А « поясом Кларка» називають область космічного просторуна відстані 36000 км над рівнем моря у площині земного екватораде параметри орбіт близькі до геостаціонарної. Першим супутником, успішно виведеним на ДСО, був Syncom-3, запущений NASA у серпні 1964 року.

Супутник, що знаходиться на геостаціонарній орбіті, нерухомий щодо поверхні Землі, тому його місце розташування на орбіті називається точкою стояння. В результаті зорієнтована на супутник і нерухомо закріплена спрямована антена може зберігати постійний зв'язок з цим супутником тривалий час.

Геостаціонарна орбіта може бути точно забезпечена тільки на колі, розташованому прямо над екватором, з висотою, дуже близькою до 35 786 км.

Після завершення активної експлуатації на залишках палива супутник повинен бути переведений на орбіту поховання, розташовану на 200-300 км вище за ДСО.

Подібно до того, як місця в театрі дозволяють по-різному поглянути на виставу, різні орбіти супутників дають перспективу, кожна з яких має своє призначення. Одні здаються висять над точкою поверхні, вони забезпечують постійний огляд однієї сторони Землі, тоді як інші кружляють навколо нашої планети, за день проносячись над безліччю місць.

Типи орбіт

На якій висоті літають супутники? Розрізняють 3 типи навколоземних орбіт: високі, середні та низькі. На високій, найбільш віддаленій від поверхні, як правило, знаходяться багато погодних та деяких супутників зв'язку. Сателіти, що обертаються на середній навколоземній орбіті, включають навігаційні та спеціальні, призначені для моніторингу конкретного регіону. Більшість наукових космічних апаратів, у тому числі флот системи спостереження за поверхнею Землі НАСА, знаходяться на низькій орбіті.

Від того, якою висотою літають супутники, залежить швидкість їх руху. У міру наближення до Землі гравітація стає дедалі сильнішою, і рух пришвидшується. Наприклад, супутнику НАСА Aqua потрібно близько 99 хвилин, щоб облетіти навколо нашої планети на висоті близько 705 км, а метеорологічному апарату, віддаленому на 35 786 км від поверхні, потрібно 23 години, 56 хвилин і 4 секунди. На відстані 384403 км від центру Землі Місяць завершує один оборот за 28 днів.

Аеродинамічний парадокс

Зміна висоти супутника також змінює швидкість руху по орбіті. Тут спостерігається феномен. Якщо оператор супутника хоче підвищити його швидкість, він може просто запустити двигуни для прискорення. Це збільшить орбіту (і висоту), що призведе до зменшення швидкості. Натомість слід запустити двигуни в напрямку, протилежному напрямкуруху супутника, тобто вчинити дію, яка на Землі б уповільнила рухоме транспортний засіб. Така дія перемістить його нижче, що дозволить збільшити швидкість.

Характеристики орбіт

Крім висоти, шлях руху супутника характеризується ексцентриситетом і способом. Перший відноситься до форми орбіти. Супутник з низьким ексцентриситетом рухається траєкторією, близькою до кругової. Ексцентрична орбіта має форму еліпса. Відстань від космічного апарату до Землі залежить з його становища.

Нахилення - це кут орбіти по відношенню до екватора. Супутник, що обертається безпосередньо над екватором, має нульовий нахил. Якщо космічний апарат проходить над північним і південним полюсами(географічними, а чи не магнітними), його нахил становить 90°.

Всі разом - висота, ексцентриситет і спосіб - визначають рух сателіту і те, як з його погляду виглядатиме Земля.

Висока навколоземна

Коли супутник досягає рівно 42 164 км від центру Землі (близько 36 тис. км від поверхні), він входить у зону, де його орбіта відповідає обертанню нашої планети. Оскільки апарат рухається з тією ж швидкістю, як і Земля, тобто його період звернення дорівнює 24 год, здається, що він залишається на місці над єдиною довготою, хоча може дрейфувати з півночі на південь. Ця спеціальна висока орбіта називається геосинхронною.

Супутник рухається круговою орбітою прямо над екватором (ексцентриситет і спосіб рівні нулю) і щодо Землі стоїть дома. Він завжди розташований над однією і тією ж точкою на її поверхні.

Орбіта "Блискавка" (нахилення 63,4 °) використовується для спостереження у високих широтах. Геостаціонарні супутники прив'язані до екватора, тому вони не підходять для далеких північних чи південних регіонів. Ця орбіта дуже ексцентрична: космічний апарат рухається витягнутим еліпсом із Землею, розташованої близько до одного краю. Оскільки супутник прискорюється під впливом сили тяжіння, він рухається дуже швидко, коли знаходиться близько до планети. При видаленні його швидкість уповільнюється, тому він більше часу проводить на вершині орбіти в найдальшому від Землі краю, відстань до якого може досягати 40 тис. км. Період обігу становить 12 год, але близько двох третин цього часу супутник проводить над однією півкулею. Подібно до напівсинхронної орбіти сателіт проходить по тому самому шляху через кожні 24 год. Використовується для зв'язку на крайній півночі або півдні.

Низька навколоземна

Більшість наукових супутників, багато метеорологічних та космічна станціязнаходяться на майже круговій низькій навколоземній орбіті. Їхній нахил залежить від того, моніторингом чого вони займаються. TRMM був запущений для моніторингу опадів у тропіках, тому має відносно низький спосіб (35°), залишаючись поблизу екватора.

Багато супутників системи спостереження НАСА мають майже полярну високонахилу орбіту. Космічний апарат рухається довкола Землі від полюса до полюса з періодом 99 хв. Половину часу він проходить над денним боком нашої планети, але в полюсі перетворюється на нічну.

У міру руху супутника під ним обертається Земля. На той час, коли апарат переходить на освітлену ділянку, він перебуває над областю, що прилягає до зони своєї останньої орбіти. За 24-годинний період полярні супутники покривають велику частинуЗемлі двічі: один раз вдень та один раз вночі.

Сонячно-синхронна орбіта

Подібно до того, як геосинхронні супутники повинні знаходитися над екватором, що дозволяє їм залишатися над однією точкою, полярно-орбітальні мають здатність залишатися в одному часі. Їхня орбіта є сонячно-синхронною - при перетині космічним апаратомекватора місцевий сонячний час завжди той самий. Наприклад, супутник Terra перетинає його над Бразилією завжди о 10:30 ранку. Наступний перетин через 99 хв над Еквадором або Колумбією відбувається також о 10:30 за місцевим часом.

Сонячно-синхронна орбіта необхідна науки, оскільки дозволяє зберігати кут падіння сонячного світлана поверхню Землі, хоча він змінюватиметься залежно від сезону. Така сталість означає, що вчені можуть порівнювати зображення нашої планети однієї пори року протягом кількох років, не турбуючись про надто великі стрибки у освітленні, які можуть створити ілюзію змін. Без сонячно-синхронної орбіти було б складно відстежувати їх з часом і збирати інформацію, необхідну вивчення змін клімату.

Шлях супутника тут дуже обмежений. Якщо він знаходиться на висоті 100 км, орбіта повинна мати нахил 96 °. Будь-яке відхилення буде неприпустимим. Оскільки опір атмосфери та сила тяжіння Сонця та Місяця змінюють орбіту апарату, її необхідно регулярно коригувати.

Виведення на орбіту: запуск

Запуск супутника вимагає енергії, кількість якої залежить від місця старту, висоти і нахилу майбутньої траєкторії його руху. Щоб дістатися віддаленої орбіти, потрібно витратити більше енергії. Супутники зі значним нахилом (наприклад, полярні) енерговитратніші, ніж ті, які кружляють над екватором. Виведення на орбіту з низьким нахилом допомагає обертання Землі. рухається під кутом 51,6397 °. Це необхідно для того, щоб космічним човникамі російським ракетам було легше дістатися до неї. Висота МКС – 337-430 км. З іншого боку, полярні супутники від імпульсу Землі допомоги не отримують, тому їм потрібно більше енергії, щоб піднятися на таку ж відстань.

Коригування

Після запуску супутника необхідно докласти зусиль, щоб утримати його на певній орбіті. Оскільки Земля не є ідеальною сферою, її гравітація у деяких місцях сильніша. Ця нерівномірність, поряд із тяжінням Сонця, Місяця та Юпітера (самої масивної планети Сонячна система), змінює нахил орбіти. Протягом всього свого терміну служби положення супутників GOES коригувалося три чи чотири рази. Низькоорбітальні апарати НАСА мають регулювати свій нахил щороку.

Крім того, на навколоземні супутники впливає атмосфера. Найвищі шари, хоч і досить розріджені, чинять досить сильний опір, щоб притягати їх ближче до Землі. Дія сили тяжіння призводить до прискорення супутників. Згодом вони згоряють, по спіралі опускаючись дедалі нижче в атмосферу, або падають на Землю.

Атмосферний опір сильніший, коли Сонце активно. Так само, як повітря в повітряній кулірозширюється та піднімається при нагріванні, атмосфера піднімається та розширюється, коли Сонце дає їй додаткову енергію. Розріджені шари атмосфери піднімаються, які місце займають щільніші. Тому супутники на орбіті Землі повинні змінювати своє становище приблизно чотири рази на рік, щоб компенсувати опір атмосфери. Коли сонячна активністьмаксимальне, положення апарату доводиться коригувати кожні 2-3 тижні.

Космічне сміття

Третя причина, яка змушує змінювати орбіту - космічний сміття. Один із комунікаційних супутників Iridium зіткнувся з нефункціонуючим російським космічним апаратом. Вони розбилися, утворивши хмару сміття, що складається з більш як 2500 частин. Кожен елемент був доданий до бази даних, яка сьогодні налічує понад 18000 об'єктів техногенного походження.

НАСА ретельно відстежує все, що може виявитися на шляху супутників, тому що через космічний сміття вже кілька разів доводилося міняти орбіти.

Інженери відстежують положення космічного сміття та сателітів, які можуть перешкодити руху та при необхідності ретельно планують маневри ухилення. Ця ж команда планує та виконує маневри з регулювання нахилу та висоти супутника.

орбітальна швидкість- orbitinis greitis statusas T sritis Standartizacija ir metrologija apibrėžtis Greitis, kuriuo kunas arba dalelė juda tam tikra orbita. atitikmenys: англ. orbital velocity vok. orbitale Geschwindigkeit, f rus. орбітальна швидкість, f pranc. Penkiakalbis aiškinamasis metrologijos terminų žodynas

орбітальна швидкість- orbitinis greitis statusas T sritis fizika atitikmenys: angl. orbital velocity vok. orbitale Geschwindigkeit, f rus. орбітальна швидкість f pranc. vitesse orbitale, f … Fizikos terminų žodynas

Запит "Точка стояння" перенаправляється сюди; див. також інші значення. Точка стояння або Орбітальна позиція - положення супутника, що знаходиться на геостаціонарній орбіті. Оскільки супутник, що знаходиться на … Вікіпедія

Аналіз першої та другої космічної швидкості за Ісааком Ньютоном. Снаряди A та B падають на Землю. Снаряд C виходить на кругову орбіту, D на еліптичну. Снаряд E відлітає в відкритий космос. Перша космічна швидкість (кругова … Вікіпедія

Аналіз першої та другої космічної швидкості за Ісааком Ньютоном. Снаряди A та B падають на Землю. Снаряд C виходить на кругову орбіту, D на еліптичну. Снаряд E відлітає у відкритий космос. Друга космічна швидкість (параболічна швидкість … Вікіпедія

- (перша v1, друга v2, третя v3 та четверта v4) це мін … Вікіпедія

Третя космічна швидкість мінімальна швидкість, яку необхідно повідомити тілу, що знаходиться поблизу поверхні Землі, щоб воно могло подолати гравітаційне тяжінняЗемлі та Сонця і покинути межі Сонячної системи. При… Вікіпедія

Чумацький шлях Четверта космічна швидкість мінімально необхідна швидкість тіла, що дозволяє подолати тяжіння … Вікіпедія

Точка стояння

де - маса супутника, - маса Землі в кілограмах, - гравітаційна постійна, а - відстань у метрах від супутника до центру Землі або, даному випадку, радіус орбіти.

Величина відцентрової силви дорівнює:

де - доцентрове прискорення, що виникає при круговому русіпо орбіті.

Як можна бачити, маса супутника присутня як множник у виразах для відцентрової сили та для гравітаційної сили, тобто висота орбіти не залежить від маси супутника, що справедливо для будь-яких орбіт і є наслідком рівності гравітаційної та інертної маси. Отже, геостаціонарна орбіта визначається лише висотою, при яких відцентрова сила дорівнюватиме модулю і протилежна за напрямом гравітаційної сили, що створюється тяжінням Землі на даній висоті.

Центрошвидке прискорення дорівнює:

де - Кутова швидкість обертання супутника, в радіанах за секунду.

Зробимо одне важливе уточнення. Насправді, відцентрове прискорення має фізичний сенстільки в інерційної системивідліку, у той час як відцентрова сила є так званою уявною силою і має місце виключно в системах відліку (координат), які пов'язані з тілами, що обертаються. Відцентрова сила(В даному випадку - сила гравітації) викликає доцентрове прискорення. По модулю доцентрове прискорення в інерційній системі відліку дорівнює відцентровому в системі відліку, пов'язаної в нашому випадку з супутником. Тому далі, з урахуванням зробленого зауваження, ми можемо вживати термін «відцентрове прискорення» разом із терміном «відцентрова сила».

Зрівнюючи вирази для гравітаційної та відцентрової сил з підстановкою доцентрового прискорення, отримуємо:

Скорочуючи, переводячи вліво, а вправо, отримуємо:

Можна записати цей вираз інакше, замінивши на - геоцентричну постійну гравітаційну:

Кутова швидкість обчислюється розподілом кута, пройденого за один оборот (радіан) на період звернення (час, за який відбувається один повний оборотпо орбіті: один сидеричний день (86 164 секунди). Отримуємо:

Отриманий радіус орбіти становить 42164 км. Віднімаючи екваторіальний радіус Землі, 6378 км, отримуємо висоту 35786 км.

Можна зробити обчислення та інакше. Висота геостаціонарної орбіти - це таке віддалення від центру Землі, де кутова швидкість супутника, що збігається з кутовою швидкістю обертання Землі, породжує орбітальну (лінійну) швидкість, що дорівнює першій космічній швидкості (для забезпечення кругової орбіти) на цій висоті.

Лінійна швидкість супутника, що рухається з кутовою швидкістю на відстані від центру обертання дорівнює

Перша космічна швидкість на відстані від об'єкта масою дорівнює

Прирівнявши праві частини рівнянь один одному, приходимо до отриманого раніше виразу радіусуДСО:

Орбітальна швидкість

Швидкість руху геостаціонарною орбітою обчислюється множенням кутовий швидкостіна радіус орбіти:

Це приблизно в 2.5 рази менше, ніж перша космічна швидкість, що дорівнює 8 км/с на навколоземній орбіті (з радіусом 6400 км). Так як квадрат швидкості для кругової орбіти обернено пропорційний її радіусу,

то зменшення швидкості по відношенню до першої космічної досягається збільшенням радіусу орбіти більш ніж у 6 разів.

Довжина орбіти

Довжина геостаціонарної орбіти: . При радіусі орбіти 42164 км отримуємо довжину орбіти 264924 км.

Довжина орбіти вкрай важлива обчислення «точок стояння» супутників.

Утримання супутника в орбітальній позиції на геостаціонарній орбіті

Супутник, що звертається на геостаціонарній орбіті, перебуває під впливом низки сил (обурень), які змінюють параметри цієї орбіти. Зокрема, до таких обурень належать гравітаційні місячно-сонячні обурення, вплив неоднорідності. гравітаційного поляЗемлі, еліптичність екватора тощо. буд. Деградація орбіти виявляється у двох основних явищах:

1) Супутник зміщується вздовж орбіти від своєї первісної орбітальної позиції у бік однієї з чотирьох точок стабільної рівноваги, т.з. «потенційних ям геостаціонарної орбіти» (їх довготи 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E, та 14,7°W) над екватором Землі;

2) Нахилення орбіти до екватора збільшується (від первісного 0) зі швидкістю близько 0,85 градусів на рік і досягає максимального значення 15 градусів за 26,5 років.

Для компенсації цих збурень та утримання супутника у призначеній точці стояння супутник оснащується руховою установкою (хімічною або електроракетною). Періодичними включеннями двигунів малої тяги (корекція "північ-південь" для компенсації зростання способу орбіти і "захід-схід" для компенсації дрейфу вздовж орбіти) супутник утримується у призначеній точці стояння. Такі включення виробляються кілька разів на кілька (10-15) діб. Істотно, що з корекції «північ-юг» потрібно значно більше збільшення характеристичної швидкості (близько 45-50 м/с на рік), ніж для довготривалої корекції (близько 2 м/с на рік). Для забезпечення корекції орбіти супутника протягом усього терміну його експлуатації (12-15 років для сучасних телевізійних супутників) потрібен значний запас палива на борту (сотні кілограмів у разі застосування хімічного двигуна). Хімічний ракетний двигун супутника має витіснювальну подачу палива (газ наддува-гелій), працює на довгоохоронних висококиплячих компонентах (зазвичай несиметричний диметилгідразин і діазотний тетраоксид). На низці супутників встановлюються плазмові двигуни. Їхня тяга істотно менша по відношенню до хімічних, проте велика ефективність дозволяє (за рахунок тривалої роботи, що вимірюється десятками хвилин для одиничного маневру) радикально знизити потрібну масу палива на борту. Вибір типу рухової установки визначається конкретними технічними особливостямиапарату.

Ця ж рухова установка використовується при необхідності для маневру переведення супутника в іншу орбітальну позицію. У деяких випадках - як правило, наприкінці терміну експлуатації супутника, для скорочення витрати палива корекція орбіти "північ-південь" припиняється, а залишок палива використовується тільки для корекції "захід-схід".

Запас палива є основним фактором, що лімітує термін служби супутника на геостаціонарній орбіті.

Недоліки геостаціонарної орбіти

Затримка сигналу

Зв'язок через геостаціонарні супутники характеризується великими затримками поширення сигналу. При висоті орбіти 35786 км і швидкості світла близько 300 000 км/с хід променя «Земля-супутник» вимагає близько 0,12 с. Хід променя «Земля (передавач) → супутник → Земля (приймач)» ≈0,24 с. Ping (відповідь) становитиме півсекунди (точніше 0,48 с). З урахуванням затримки сигналу в апаратурі ШСЗ та апаратурі наземних служб, загальна затримка сигналу на маршруті «Земля → супутник → Земля» може досягати 2-4 секунд. Така затримка унеможливлює застосування супутникового зв'язку з використанням ДСО в різних сервісах реального часу (наприклад в онлайн-іграх).

Невидимість ДСО з високих широт

Так як геостаціонарна орбіта не видно з високих широт (приблизно від 81 ° до полюсів), а на широтах вище 75 ° спостерігається дуже низько над горизонтом (в реальних умовах, супутники просто ховаються об'єктами, що виступають, і рельєфом місцевості) і видно лише невелику ділянку орбіти ( див. таблицю), то неможлива зв'язок і телетрансляція з використанням ДСО у високоширотних районах Крайньої Півночі (Арктики) та Антарктиди. Наприклад, американські полярники на станції Амундсен-Скотт для зв'язку з зовнішнім світом(Телефонія, інтернет) використовують оптоволоконний кабель довжиною 1670 кілометрів до розташованої на 75 ° пд.ш. французької станції Конкордія, з якої вже видно кілька американських геостаціонарних супутників.

Таблиця сектора геостаціонарної орбіти, що спостерігається, залежно від широти місця
Усі дані наведені у градусах та їх частках.

З вищележачої таблиці видно наприклад, що й на широті С.-Петербурга (~60°) видимий сектор орбіти (і відповідно у прийнятих супутників) дорівнює 84 % від максимально можливого (на екваторі), то широті по-ва Таймир ( ~75°) видимий сектор становить 49 %, але в широті Шпіцбергена і мису Челюскина (~78°) лише 16 % від спостерігається на екваторі. У цей сектор орбіти в районі Сибіру потрапляє 1-2 супутники (не завжди необхідної країни).

Сонячна інтерференція

Одним із найнеприємніших недоліків геостаціонарної орбіти, є зменшення та повна відсутність сигналу в ситуації, коли сонце та супутник-передавач знаходяться на одній лінії з приймальною антеною (становище «сонце за супутником»). Це явищепритаманне й іншим орбітам, але саме на геостаціонарній, коли супутник «нерухомий» на небі, виявляється особливо яскраво. У середніх широтах північної півкулі сонячна інтерференція проявляється у періоди з 22 лютого по 11 березня та з 3 по 21 жовтня, з максимальною тривалістю до десяти хвилин. У ясну погоду, фокусовані світлим покриттям антени сонячні променіможуть пошкодити (розплавити) приймально-передавальну апаратуру супутникової антени.

Див. також

• Квазі-геостаціонарна орбіта

Примітки

1. Noordung Hermann The Problem With Space Travel. – DIANE Publishing, 1995. – P. 72. – ISBN 978-0788118494
2. Extra-Terrestrial Relays - Can Rocket Stations Give Worldwide Radio Coverage? (Англ.) (pdf). Arthur C. Clark (Жовтень 1945). Архівовано
3. Вимога нерухомості супутників щодо Землі на своїх орбітальних позиціях на геостаціонарній орбіті, а також велика кількість супутників на цій орбіті в різних її точках, призводять до цікавого ефектупри спостереженні та фотографуванні зірок за допомогою телескопа з використанням гідування - утримання орієнтації телескопа на заданій точцізоряного неба для компенсації добового обертанняЗемлі (завдання, зворотне геостаціонарного радіозв'язку). Якщо спостерігати за таким телескопом зоряне небопоблизу небесного екватора , де проходить геостаціонарна орбіта, то при певних умовможна бачити, як супутники один за одним проходять на тлі нерухомих зірок у межах вузького коридору, як автомобілі по жвавій автотрасі. Особливо добре це помітно на фотографіях зірок із тривалими експозиціями, дивись, наприклад: Babak A. Tafreshi. GeoStationary HighWay. (англ.). The World At Night (TWAN). Архівовано з першоджерела 23 серпня 2011 року. Перевірено 25 лютого 2010 року.Джерело: Бабак Тафреші (Нічний світ).Геостаціонарна магістраль. (рус.). Астронет.ру. Архівовано з першоджерела 23 серпня 2011 року. Перевірено 25 лютого 2010 року.
4. для орбіт супутників, маса яких зневажливо мала в порівнянні з масою астрономічного об'єкта, що його притягує.
5. Орбіти штучних супутників Землі. Виведення супутників на орбіту
6. The Teledesic Network: За допомогою Low-Earth-Orbit Satellites to Provide Broadband, Wireless, Real-Time Internet Access Worldwide
7. Журнал «Навколо Світу». № 9 Вересень 2009. Орбіти, які ми вибираємо
8. Мозаїка. Частина II
9. взято перевищення супутником горизонту 3°
10. Увага! Настає період активної сонячної інтерференції!
11. Сонячна інтерференція

Посилання