Orbiton rreth tokës. Orbita gjeostacionare

viti 2007

Ideja kryesore

Kjo faqe është e dedikuar për çështjet e mbikëqyrjes satelitët artificialë të tokës(Me tutje Satelitët ). Që nga fillimi i epokës së hapësirës (4 tetor 1957, u lëshua sateliti i parë, Sputnik-1), njerëzimi ka krijuar një numër të madh satelitësh që rrethojnë Tokën në të gjitha llojet e orbitave. Sot numri i objekteve të tilla të krijuara nga njeriu i kalon dhjetëra mijëra. Në thelb janë "mbeturinat hapësinore" - fragmente satelitore, faza të harxhuara raketash, etj. Vetëm një pjesë e vogël e tyre janë satelitë që operojnë.
Midis tyre janë satelitët kërkimorë dhe meteorologjikë, satelitët e komunikimit dhe telekomunikacionit dhe satelitët ushtarakë. Hapësira rreth Tokës është "populluar" prej tyre nga lartësitë 200-300 km dhe deri në 40.000 km. Vetëm disa prej tyre janë të arritshme për vëzhgim duke përdorur optikë të lirë (dylbi, teleskopë, teleskopë amatorë).

Kur krijuan këtë faqe, autorët i vendosën vetes qëllimin të mbledhin së bashku informacione mbi metodat e vëzhgimit dhe gjuajtjes së satelitëve, për të treguar se si të llogarisin kushtet për fluturimin e tyre mbi një terren të caktuar, për të përshkruar aspektet praktike të çështjes së vëzhgimit. dhe të shtënat. Faqja përmban kryesisht materialin e autorit të marrë gjatë vëzhgimeve nga pjesëmarrësit e seksionit "Cosmonautics" të klubit astronomik "hν" në Planetariumin Minsk (Minsk, Bjellorusi).

E megjithatë, duke iu përgjigjur pyetjes kryesore - "Pse?", duhet thënë sa vijon. Ndër të gjitha llojet e hobeve që një person i pëlqen, ka astronomi dhe astronautikë. Mijëra dashamirës të astronomisë vëzhgojnë planetë, mjegullnajat, galaktikat, yjet e ndryshueshëm, meteorët dhe objektet e tjera astronomike, i fotografojnë ato, mbajnë konferencat e tyre dhe "master classes". Per cfare? Është thjesht një hobi, një nga shumë. Një mënyrë për t'u larguar nga problemet e përditshme. Edhe kur amatorët bëjnë punë me rëndësi shkencore, ata mbeten amatorë që e bëjnë për qejfin e tyre. Astronomia dhe kozmonautika janë hobi shumë "teknologjik", ku mund të aplikoni njohuritë tuaja për optikën, elektronikën, fizikën dhe shkencat e tjera natyrore. Ose mund të mos e përdorni - dhe thjesht shijoni kënaqësinë e soditjes. Me satelitët, gjërat janë të ngjashme. Është veçanërisht interesante të mbash gjurmët e atyre satelitëve, informacioni për të cilët nuk shpërndahet në burime të hapura - këto janë satelitë të inteligjencës ushtarake të vendeve të ndryshme. Në çdo rast, vëzhgimi i satelitëve është një gjueti. Shpesh mund të tregojmë paraprakisht se ku dhe kur do të shfaqet sateliti, por jo gjithmonë. Dhe se si do të sillet, është edhe më e vështirë të parashikohet.

Mirënjohje:

Metodat e përshkruara u krijuan në bazë të vëzhgimeve dhe kërkimeve, në të cilat morën pjesë anëtarët e klubit të astronomisë hν të Planetariumit Minsk (Bjellorusi):

• Bozbei Maksim.
• Dremin Genadi.
• Kenko Zoya.
• Mechinsky Vitaly.

Ndihmuan shumë edhe anëtarët e klubit "hν" të adhuruesve të astronomisë. Lebedeva Tatiana, Povalishev Vladimir dhe Alexey Tkachenko... Falenderime të veçanta Aleksandër Lapshin(Rusi), profi-s (Ukrainë), Daniil Shestakov (Rusi) dhe Anatoly Grigoriev (Rusi) për ndihmën e tyre në krijimin e klauzolës II §1 "AES Photometry", Kapitulli 2 dhe Kapitulli 5, dhe Elena (Tau, Rusi) edhe për konsultimin dhe shkrimin e disa programeve llogaritëse. Autorët falënderojnë gjithashtu Mikhail Abgaryan (Bjellorusi), Yuri Goryachko (Bjellorusi), Anatoly Grigorieva (Rusi), Leonida Elenina (Rusi), Viktor Zhuk (Bjellorusi), Igor Molotov (Rusi), Konstantin Morozov (Bjellorusi), Sergey Plaks (Ukrainë), Ivan Prokopyuk (Bjellorusia) për ilustrimet e ofruara për disa seksione të faqes.

Disa nga materialet janë marrë gjatë ekzekutimit të urdhrit të Ndërmarrjes Unitare "Sistemet e Informacionit Gjeografik" të Akademisë Kombëtare të Shkencave të Bjellorusisë. Dorëzimi i materialeve kryhet në baza jokomerciale për të popullarizuar programin hapësinor bjellorus midis fëmijëve dhe të rinjve.

Vitaly Mechinsky, kurator i seksionit "Cosmonautics" të astroklubit "hν".

Lajmet e faqes:

• 09/01/2013: Nënparagrafi 2 është përditësuar ndjeshëm "Fotometria AES për fluturim" f. II §1 - ​​shtoi informacion mbi dy metodat e fotometrisë së gjurmëve satelitore (metoda e profilit fotometrik të një piste dhe metoda e fotometrisë izofotike).
• 09/01/2013: Nën-klauzola II §1 është përditësuar - shtoi informacion mbi punën me programin Highecl për llogaritjen e ndezjeve të mundshme nga GSS.
• 30.01.2013: Përditësuar "Kapitulli 3"- shtoi informacion mbi punën me programin "MagVision" për llogaritjen e incidencës së depërtimit nga ndriçimi nga Dielli dhe Hëna.
• 22.01.2013: Është përditësuar kapitulli 2. U shtua animacioni i lëvizjes së satelitëve nëpër qiell në një minutë.
• 19.01.2013: Nënparagrafi i përditësuar "Vëzhgimet vizuale të satelitëve" f.1 "Përcaktimi i orbitave satelitore" §1 i Kapitullit 5. Informacion i shtuar për pajisjet ngrohëse për elektronikë dhe optikë për të mbrojtur kundër vesës, ngricave dhe ftohjes së tepërt.
• 19.01.2013: Shtuar në "Kapitulli 3" informacion rreth rënies së depërtimit gjatë ekspozimit nga hëna dhe muzgu.
• 01/09/2013: Shtuar nënparagraf "Flash nga sateliti lidar" CALIPSO " i nënpikës "Fotografimi i flakërimeve", pika II "Fotometria AES" §1 e kreut 5. Përshkruhen informacione mbi veçoritë e vëzhgimit të flakërimeve nga lidari lazer i satelitit "CALIPSO" dhe procesi i përgatitjes së tyre.
• 11/05/2012: Është përditësuar pjesa hyrëse e §2 të kapitullit 5. U shtua informacioni për pajisjet minimale të kërkuara për mbikqyrjen radio të satelitëve, si dhe tregon një diagram të treguesit LED të nivelit të sinjalit, i cili përdoret për të caktoni nivelin e sinjalit audio hyrës që është i sigurt për regjistruesin.
• 11/04/2012: Nënparagrafi i përditësuar "Vëzhgimet vizuale të satelitëve" fq.1 "Përcaktimi i orbitave satelitore" §1 i Kapitullit 5. U shtua informacion për atlasin e yjeve të Brno-s, si dhe për filmin e kuq në ekranet LCD të pajisjeve elektronike të përdorura në vëzhgime.
• 14.04.2012: Është përditësuar nënpika e nënpikës "Foto/video filmimi i satelitëve", pika 1 "Përcaktimi i orbitave AES" §1 i Kapitullit 5. Informacion i shtuar për punën me "SatIR" program për identifikimin e satelitëve në fotografi me një fushë të gjerë shikimi, si dhe përcaktimin e koordinatave të skajeve të gjurmëve satelitore në to.
• 04/13/2012: Nënparagrafi i përditësuar "Astrometria AES në imazhet e marra: foto dhe video" nën-artikull "Foto / video filmim i satelitëve" pika 1 "Përcaktimi i orbitave të satelitëve" §1 i Kapitullit 5. U shtua informacion rreth punës me programin "AstroTortilla" për të përcaktuar koordinatat e qendrës së fushës së shikimit të imazheve të qielli me yje.
• 20/03/2012: Nënklauzola 2 "Klasifikimi i orbitave AES sipas gjysmëboshtit madhor" §1 i Kapitullit 2. Është shtuar informacion rreth madhësisë së zhvendosjes së GSS dhe shqetësimeve orbitale.
• 03/02/2012: Shtuar nënparagraf "Vëzhgimi dhe filmimi i lëshimeve të raketave në distancë" nënpika "Foto/video filmimi i satelitëve" fq I "Përcaktimi i orbitave të satelitëve" §1 i kreut 5. Përshkruhen informacione mbi veçoritë e vëzhgimit të fluturimit të mjeteve lëshuese në fazën e lëshimit.
• "Konvertimi i astrometrisë në formatin IOD" nën-artikull "Xhirimi i fotove / videove të satelitëve" pika I "Përcaktimi i orbitave satelitore" §1 i Kapitullit 5. U shtua një përshkrim i punës me programin "ObsEntry for Window" për konvertimin e astrometrisë së satelitëve në formatin IOD - një analog të programit "OBSENTRY", por për OS Windows.
• 25/02/2012: Nënparagrafi i përditësuar "Orbitat sinkrone të diellit" f.1 "Klasifikimi i orbitave satelitore sipas prirjes" §1 i kapitullit 2. Informacion i shtuar për llogaritjen e vlerës së pjerrësisë i ss të orbitës diellore-sinkrone të satelitit, në varësi të ekscentricitetit dhe boshtit gjysmë të madh të orbitës.
• 21/09/2011: Nën-klauzola 2 "Fotometria AES për një fluturim" u përditësua Klauzola II "Fotometria AES" §1 e Kapitullit 5. U shtua informacion për efektin sinodik, i cili shtrembëron përcaktimin e periudhës së rrotullimit të satelitit.
• 09/14/2011: Nënparagrafi i përditësuar "Llogaritja e elementeve orbitale (kepleriane) të orbitës satelitore bazuar në të dhënat astrometrike. Një fluturim" nën-artikull "Xhirimi i fotove / videove të satelitëve", pika I "Përcaktimi i orbitave të satelitëve" §1 i Kapitullit 5. Informacion i shtuar në lidhje me programin "SatID" për identifikimin e një sateliti (duke përdorur TLE-të e marra) midis satelitëve nga një palë e tretë Baza e të dhënave TLE, dhe gjithashtu përshkruan metodën e identifikimit të një sateliti në programin Heavensat bazuar në fluturimin e parë pranë yllit të referencës.
• 09/12/2011: Është përditësuar nënpika "Llogaritja e elementeve orbitale (kepleriane) të orbitës së satelitit bazuar në të dhënat astrometrike. "Përcaktimi i orbitave të satelitit" §1 i Kapitullit 5. Informacion i shtuar në lidhje me programin e rillogaritjes TLE - elemente për datën e dëshiruar.
• 09/12/2011: Shtuar nënparagraf "Hyrja e satelitit në atmosferën e Tokës" i nënpikës "Foto/video filmimi i satelitëve", pika I "Përcaktimi i orbitave të satelitëve" §1 i kreut 5. Informacion mbi punën me programin "SatEvo" për parashikimin e datës së hyrjes së satelitëve në dendur. përshkruhen shtresat e atmosferës së Tokës.
• "Flash nga satelitët gjeostacionarë" nënparagrafi "Fotografimi i flakërimeve", pika II "Fotometria AES" §1 e Kapitullit 5. Informacion i shtuar për periudhën e dukshmërisë së flakërimeve GSS.
• 09/08/2011: Nënparagrafi i përditësuar "Ndryshimi i shkëlqimit të satelitit gjatë fluturimit" Nënklauzola 2 "Fotometria AES mbi një hapësirë" Klauzola II "Fotometria AES" §1 e Kapitullit 5. U shtua informacion mbi formën e funksionit fazor për disa shembuj të sipërfaqeve reflektuese.
• nënparagrafi 1 "Vëzhgimi i ndezjeve të satelitëve", pika II "Fotometria e satelitëve" §1 e Kapitullit 5. U shtua informacion në lidhje me parregullsinë e shkallës kohore përgjatë imazhit të gjurmës së satelitëve në matricën e fotodetektorit.
• 09/07/2011: Nënparagrafi i përditësuar "Fotometria AES për fluturim" f. II "Fotometria AES" §1 e Kapitullit 5. U shtua një shembull i një kurbë komplekse të dritës të satelitit "NanoSail-D" (SCN: 37361) dhe modelimi i rrotullimit të tij.
• "Flash nga satelitët LEO" Nënparagrafi 1 "Vëzhgimi i flakërimeve AES", Seksioni II "Fotometria AES" §1 i Kapitullit 5. U shtua një fotografi dhe një profil fotometrik i një flakërimi nga LEO AES "METEOR 1-29".
• 09/06/2011: Nënparagrafi i përditësuar "Orbitat satelitore gjeostacionare dhe gjeosinkrone"§1 i Kapitullit 2. Informacion i shtuar për klasifikimin e satelitëve gjeostacionarë, informacion mbi formën e trajektoreve GSS.
• 09/06/2011: Nënparagrafi i përditësuar "Vrojtimi i fluturimit AES: pajisjet e anketimit. Elementet optike" nën-artikull "Foto/video filmimi i satelitëve" fq. I "Përcaktimi i orbitave të satelitëve" §1 i Kapitullit 5. U shtuan lidhje për rishikimet e lenteve shtëpiake siç aplikohen për imazhet satelitore.
• 09/06/2011: Nënparagrafi i përditësuar "Këndi i fazës" fq II "Fotometria AES" §1 e Kapitullit 5. Animacioni i shtuar i ndryshimit të fazës satelitore në varësi të këndit të fazës.
• 13.07.2011: Plotësimi i përfunduar në të gjithë kapitujt dhe seksionet e faqes.
• 07/09/2011: Ka përfunduar shkrimi i hyrjes në pikën II "Fotometria AES"§1 i Kapitullit 5.
• 07/05/2011: Përfundoi shkrimi i hyrjes në §2 "Satelitë të mbikqyrjes së radios" Kapitujt 5.
• 07/04/2011: Nënparagrafi i përditësuar "Përpunimi i vëzhgimeve" f. I "Marrja e telemetrisë satelitore" §2 e kreut 5.
• 07/04/2011: Shkrimi përfundoi f. II "Marrja e imazheve të resë"§2 Kapitulli 5.
• 07/02/2011: Shkrimi përfundoi f. I "Pranimi i telemetrisë satelitore"§2 Kapitulli 5.
• 07/01/2011: Përfundoi shkrimi i nënparagrafit "Foto / video filmim i satelitëve" Klauzola I §1 e Kapitullit 5.
• 25.06.2011: Shkrimi përfundoi Aplikacionet.
• 25/06/2011: Shkrimi i hyrjes në Kapitullin 5 ka përfunduar: "Çfarë dhe si të vëzhgoni?"
• 25.06.2011: Shkrimi i hyrjes në §1 ka përfunduar "Vëzhgimet optike" Kapitujt 5.
• 25.06.2011: Shkrimi i hyrjes në pikën I ka përfunduar "Përcaktimi i orbitave satelitore"§1 i Kapitullit 5.
• 25/06/2011: Kapitulli 4 ka përfunduar së shkruari: "Rreth kohës".
• 25/01/2011: Kapitulli 2 ka përfunduar së shkruari: "Çfarë lloj orbitash dhe satelitësh ka?".
• 01/07/2011: Kapitulli 3 ka përfunduar së shkruari: "Përgatitja për vëzhgime".
• 01/07/2011: Shkrimi i Kapitullit 1 ka përfunduar: "Si po lëvizin satelitët?"

Çfarë është një orbitë gjeostacionare? Kjo është një fushë rrethore, e cila ndodhet mbi ekuatorin e Tokës, përgjatë së cilës sateliti artificial rrotullohet me shpejtësinë këndore të rrotullimit të planetit rreth boshtit. Ai nuk e ndryshon drejtimin e tij në sistemin e koordinatave horizontale, por varet i palëvizshëm në qiell. Orbita gjeostacionare e Tokës (GSO) është një lloj fushe gjeosinkrone dhe përdoret për të akomoduar komunikimin, transmetimin dhe satelitët e tjerë.

Ideja e përdorimit të pajisjeve artificiale

Vetë koncepti i një orbite gjeostacionare u iniciua nga shpikësi rus K.E. Tsiolkovsky. Në veprat e tij, ai propozoi të popullohej hapësira duke përdorur stacione orbitale. Shkencëtarët e huaj përshkruan gjithashtu punën e fushave kozmike, për shembull, G. Obert. Personi që zhvilloi konceptin e përdorimit të orbitës për komunikim është Arthur Clarke. Në vitin 1945, ai botoi një artikull në Wireless World, ku përshkroi përfitimet e funksionimit të fushës gjeostacionare. Për punën aktive në këtë zonë për nder të shkencëtarit, orbita mori emrin e saj të dytë - "rripi i Clark". Shumë teoricienë kanë menduar për problemin e realizimit të një lidhjeje cilësore. Pra, Herman Potocnik në 1928 shprehu idenë se si mund të përdoren satelitët gjeostacionarë.

Karakteristikat e rripit të Klarkut

Që një orbitë të quhet gjeostacionare, ajo duhet të plotësojë një sërë parametrash:

1. Gjeosinkronia. Kjo karakteristikë përfshin një fushë që ka një periudhë që korrespondon me periudhën e revolucionit të Tokës. Një satelit gjeosinkron plotëson një revolucion rreth planetit në një ditë të pakëndshme, e cila është 23 orë 56 minuta e 4 sekonda. Tokës i duhet e njëjta kohë për të përfunduar një rrotullim në një hapësirë ​​fikse.

2. Për të mbajtur një satelit në një pikë të caktuar, orbita gjeostacionare duhet të jetë rrethore, me pjerrësi zero. Fusha eliptike do të çojë në një zhvendosje ose në lindje ose në perëndim, pasi automjeti lëviz në pika të caktuara në orbitën e tij në mënyra të ndryshme.

3. "Pika e pezullimit" e mekanizmit hapësinor duhet të jetë në ekuator.

4. Vendndodhja e satelitëve në një orbitë gjeostacionare duhet të jetë e tillë që një numër i vogël frekuencash të destinuara për komunikim të mos çojë në mbivendosje të frekuencave të pajisjeve të ndryshme gjatë marrjes dhe transmetimit, si dhe të shmangë përplasjen e tyre.

5. Karburant i mjaftueshëm për të mbajtur një pozicion konstant të mekanizmit hapësinor.

Orbita gjeostacionare e satelitit është unike në atë që vetëm me një kombinim të parametrave të tij është e mundur të arrihet palëvizshmëria e automjetit. Një veçori tjetër është aftësia për të parë Tokën në një kënd prej shtatëmbëdhjetë gradë nga satelitët e vendosur në fushën kozmike. Çdo anije kozmike kap rreth një të tretën e sipërfaqes orbitale, kështu që tre mekanizma janë në gjendje të mbulojnë pothuajse të gjithë planetin.

Satelitë artificialë

Avioni rrotullohet rreth Tokës përgjatë një rruge gjeocentrike. Për prodhimin e saj, përdoret një raketë me shumë faza. Është një mekanizëm hapësinor që drejton forcën reaktive të motorit. Për të lëvizur në orbitë, satelitët artificialë të tokës duhet të kenë një shpejtësi fillestare që korrespondon me shpejtësinë e parë hapësinore. Fluturimet e tyre kryhen në një lartësi prej të paktën disa qindra kilometrash. Periudha e qarkullimit të pajisjes mund të jetë disa vjet. Satelitët e tokës artificiale mund të lëshohen nga automjete të tjera, për shembull, stacione orbitale dhe anije. UAV-të kanë një masë deri në dy dhjetëra tonë dhe një madhësi deri në disa dhjetëra metra. Shekulli i njëzet e një u shënua nga lindja e pajisjeve me peshë ultra të ulët - deri në disa kilogramë.

Satelitët janë lëshuar nga shumë vende dhe kompani. Aparati i parë artificial në botë u krijua në BRSS dhe fluturoi në hapësirë ​​më 4 tetor 1957. Ai mbante emrin "Sputnik-1". Në vitin 1958, Shtetet e Bashkuara lansuan një aparat të dytë, Explorer-1. Sateliti i parë i lëshuar nga NASA në 1964 u quajt Syncom-3. Pajisjet artificiale janë kryesisht të pakthyeshme, por ka nga ato që kthehen pjesërisht ose plotësisht. Ato përdoren për kërkime shkencore dhe për zgjidhjen e problemeve të ndryshme. Pra, ka satelitë ushtarakë, kërkimorë, navigues dhe të tjerë. Po lansohen edhe pajisjet e krijuara nga punonjës të universitetit apo amatorë të radios.

"Pika e qendrimit"

Satelitët gjeostacionarë janë të vendosur 35,786 kilometra mbi nivelin e detit. Kjo lartësi siguron një periudhë revolucioni që korrespondon me periudhën e qarkullimit të Tokës në raport me yjet. Mjeti artificial është i palëvizshëm, prandaj vendndodhja e tij në orbitën gjeostacionare quhet "pika e palëvizshme". Rrotullimi siguron komunikim të vazhdueshëm afatgjatë, pasi antena të orientohet, ajo gjithmonë do të drejtohet te sateliti i dëshiruar.

Lëvizja

Satelitët mund të transferohen nga një orbitë me lartësi të ulët në një orbitë gjeostacionare duke përdorur fushat gjeo-transferuese. Këto të fundit janë një shteg eliptik me një pikë në lartësi të ulët dhe një majë në një lartësi që është afër rrethit gjeostacionar. Sateliti, i cili është bërë i papërshtatshëm për punë të mëtejshme, dërgohet në një orbitë asgjësimi të vendosur 200-300 kilometra mbi GSO.

Lartësia e Orbitës Gjeostacionare

Sateliti në këtë fushë mbahet në një distancë të caktuar nga Toka, pa u afruar apo larguar. Gjithmonë ndodhet mbi një pikë të ekuatorit. Bazuar në këto veçori, rezulton se forcat e gravitetit dhe forca centrifugale balancojnë njëra-tjetrën. Lartësia e orbitës gjeostacionare llogaritet duke përdorur metoda të bazuara në mekanikën klasike. Kjo merr parasysh korrespondencën e forcave gravitacionale dhe centrifugale. Vlera e sasisë së parë përcaktohet duke përdorur ligjin e Njutonit të gravitetit universal. Indeksi i forcës centrifugale llogaritet duke shumëzuar masën e satelitit me nxitimin centripetal. Rezultati i barazisë së masës gravitacionale dhe inerciale është përfundimi se lartësia e orbitës nuk varet nga masa e satelitit. Prandaj, orbita gjeostacionare përcaktohet vetëm nga lartësia në të cilën forca centrifugale është e barabartë në madhësi dhe e kundërta në drejtim me forcën gravitacionale të krijuar nga graviteti i Tokës në një lartësi të caktuar.

Nga formula për llogaritjen e nxitimit centripetal, mund të gjeni shpejtësinë këndore. Rrezja e orbitës gjeostacionare përcaktohet gjithashtu me këtë formulë ose duke pjesëtuar konstantën e gravitetit gjeocentrik me shpejtësinë këndore në katror. Është 42164 kilometra. Duke marrë parasysh rrezen ekuatoriale të Tokës, marrim një lartësi të barabartë me 35786 kilometra.

Llogaritjet mund të kryhen në një mënyrë tjetër, bazuar në pohimin se lartësia orbitale, e cila është distanca nga qendra e Tokës, me shpejtësinë këndore të satelitit që përkon me lëvizjen e rrotullimit të planetit, krijon një linjë lineare. shpejtësi që është e barabartë me shpejtësinë e parë kozmike në një lartësi të caktuar.

Shpejtësia në orbitën gjeostacionare. Gjatësia

Ky tregues llogaritet duke shumëzuar shpejtësinë këndore me rrezen e fushës. Vlera e shpejtësisë në orbitë është 3.07 kilometra në sekondë, që është shumë më pak se shpejtësia e parë kozmike në shtegun afër tokës. Për të ulur treguesin, është e nevojshme të rritet rrezja orbitale me më shumë se gjashtë herë. Gjatësia llogaritet me produktin e pi dhe rreze, shumëzuar me dy. Është 264924 kilometra. Treguesi merret parasysh kur llogaritet "pikat e qëndrimit" të satelitëve.

Ndikimi i forcave

Parametrat e orbitës përgjatë së cilës rrotullohet mekanizmi artificial mund të ndryshojnë nën ndikimin e perturbimeve gravitacionale hënore, johomogjenitetit të fushës së Tokës dhe elipticitetit të ekuatorit. Transformimi i fushës shprehet në fenomene të tilla si:

1. Zhvendosja e një sateliti nga pozicioni i tij përgjatë orbitës drejt pikave të ekuilibrit të qëndrueshëm, të cilat quhen puse potenciale të orbitës gjeostacionare.
2. Këndi i prirjes së fushës ndaj ekuatorit rritet me një ritëm të caktuar dhe arrin 15 gradë një herë në 26 vjet e 5 muaj.

Për të mbajtur satelitin në "pikën e palëvizshme" të dëshiruar, ai është i pajisur me një sistem shtytës, i cili ndizet disa herë çdo 10-15 ditë. Pra, për të kompensuar rritjen e pjerrësisë së orbitës, përdoret një korrigjim veri-jug, dhe për të kompensuar zhvendosjen përgjatë fushës, përdoret një korrigjim perëndim-lindje. Për të rregulluar rrugën e satelitit gjatë gjithë periudhës së funksionimit të tij, kërkohet një furnizim i madh me karburant në bord.

Sistemet shtytëse

Zgjedhja e pajisjes përcaktohet nga karakteristikat teknike individuale të satelitit. Për shembull, një motor rakete kimike ka një furnizim pozitiv të karburantit me zhvendosje dhe funksionon me ruajtje afatgjatë të komponentëve me valë të lartë (tetroksidi dinitrogjen, dimetilhidrazina josimetrike). Pajisjet e plazmës kanë një shtytje dukshëm më të ulët, por për shkak të funksionimit afatgjatë, i cili matet në dhjetëra minuta për një lëvizje të vetme, ato mund të zvogëlojnë ndjeshëm sasinë e karburantit të konsumuar në bord. Ky lloj sistemi shtytës përdoret për të manovruar satelitin në një pozicion tjetër orbital. Faktori kryesor kufizues për jetën e shërbimit të automjetit është rezerva e karburantit në orbitën gjeostacionare.

Disavantazhet e një fushe artificiale

Një e metë e rëndësishme në ndërveprimin me satelitët gjeostacionarë janë vonesat e mëdha në përhapjen e sinjalit. Pra, me një shpejtësi drite prej 300 mijë kilometra në sekondë dhe një lartësi orbite prej 35786 kilometrash, lëvizja e rrezes së satelitit Tokë zgjat rreth 0,12 sekonda, dhe rrezes Tokë-satelit-Toka - 0,24 sekonda. Duke marrë parasysh vonesën e sinjalit në pajisjet dhe sistemet kabllore të transmetimit të shërbimeve tokësore, vonesa totale e sinjalit "burim - satelit - marrës" arrin rreth 2-4 sekonda. Ky tregues e ndërlikon ndjeshëm përdorimin e automjeteve në orbitë në telefon dhe e bën të pamundur përdorimin e komunikimeve satelitore në sistemet në kohë reale.

Një tjetër disavantazh është padukshmëria e orbitës gjeostacionare nga gjerësitë e larta, e cila ndërhyn në kryerjen e komunikimeve dhe transmetimeve televizive në rajonet e Arktikut dhe Antarktikut. Në situatat kur dielli dhe sateliti transmetues janë në linjë me antenën marrëse, ka një rënie, dhe ndonjëherë mungesë të plotë të sinjalit. Në orbitat gjeostacionare, për shkak të palëvizshmërisë së satelitit, ky fenomen është veçanërisht i theksuar.

Efekti Doppler

Ky fenomen konsiston në një ndryshim në frekuencat e dridhjeve elektromagnetike gjatë lëvizjes së ndërsjellë të transmetuesit dhe marrësit. Fenomeni shprehet me ndryshimin e distancës me kalimin e kohës, si dhe me lëvizjen e mjeteve artificiale në orbitë. Efekti manifestohet si paqëndrueshmëri e frekuencës bartëse të satelitit, e cila i shtohet paqëndrueshmërisë instrumentale të frekuencës së përsëritësit në bord dhe stacionit tokësor, gjë që ndërlikon marrjen e sinjaleve. Efekti Doppler promovon një ndryshim në frekuencën e dridhjeve moduluese që nuk mund të kontrollohet. Në rastin kur në orbitë përdoren satelitët e komunikimit dhe transmetimi i drejtpërdrejtë televiziv, ky fenomen praktikisht eliminohet, domethënë nuk ka ndryshime në nivelin e sinjalit në pikën e marrjes.

Qëndrimi botëror ndaj fushave gjeostacionare

Orbita hapësinore nga lindja e saj ka krijuar shumë pyetje dhe probleme ligjore ndërkombëtare. Një numër komitetesh janë të përfshirë në vendimin e tyre, në veçanti Kombet e Bashkuara. Disa vende të vendosura në ekuator bënë pretendime për zgjerimin e sovranitetit të tyre në pjesën e fushës kozmike që ndodhet mbi territorin e tyre. Shtetet kanë deklaruar se orbita gjeostacionare është një faktor fizik që lidhet me ekzistencën e planetit dhe varet nga fusha gravitacionale e Tokës, prandaj segmentet e fushës janë një shtrirje e territorit të vendeve të tyre. Por pretendime të tilla u refuzuan, pasi ekziston një parim i mospërvetësimit të hapësirës së jashtme në botë. Të gjitha problemet që lidhen me funksionimin e orbitave dhe satelitëve zgjidhen në nivel global.

SATELITËTLIDHJE

dhe problemi

gjeostacionare

orbitat

parathënie ................................................ ……………………………5

1. Orbita e satelitëve gjeostacionarë. Zonat e shërbimit ……………… ..10

1.1 Orbitat e satelitëve të Tokës ................................................................................... .10

1.2 Orbita gjeostacionare ..................... ...................................... 13

1.3 Ndriçimi i një sateliti gjeostacionar; ndriçimi i antenës tokësore
stacione nga Dielli dhe Lunno ……………………………………………………………… .21

1.4 Gama e sinjalit të radios dhe efekti Doppler …………… .. …… 27

1.5 Zonat e shërbimit të satelitëve gjeostacionarë ………………………… 32 2. Karakteristikat bazë radioteknike të sistemeve të komunikimit me satelitë gjeostacionarë……………………………………………………………… .38

2.1 Shërbimet e radiokomunikacionit që përdorin satelitët në orbitën gjeostacionare …………………………………………………………………………………………………………………………………………………………………………… 38

2.2 Karakteristikat kryesore të satelitëve gjeostacionarë dhe sistemeve të komunikimit

në bazë të tyre ………………………………………………………………………… ..42

2.4.Për tendencat e zhvillimit të orbitës gjeostacionare, planet për krijimin e sistemeve të reja të komunikimit me satelitë gjeostacionare ......... ................. .............. 65

3.Llogaritja e interferencës së ndërsjellë ndërmjet satelitëve të palëvizshëm ……………… .70

3.1 Përcaktimi i raporteve të kërkuara të mbrojtjes sinjal-zhurmë

në hyrje të pajisjes marrëse …………………………………………… 70

3.2 Ndikimi i interferencës në sinjalet analoge FM ... ... .. ... 72 Ndikimi i ndërhyrjes në transmetimin e sinjaleve në formë diskrete ... .....

3.3 Llogaritja e raportit sinjal-zhurmë në hyrje të pajisjeve marrëse ................................. ............................ 94

3.4 Standardet për nivelet e lejueshme të zhurmës ..99

3.5. Standardet për nivelet e lejuara të zhurmës ..................... ..... ... ... ... ... ... ... . .. ... 107

4.Treguesit e efikasitetit të përdorimit të orbitës gjeostacionare ................................ ..................................................... .... ..................... 112

4.1 Qasjet e mundshme për zhvillimin e treguesit …………………… .112

4.2 Treguesi i efektivitetit të përdorimit të AL ………………………. Faktorët teknikë që ndikojnë në efikasitetin e përdorimit të AL……………………………………………………… ……………………………… ..124

5.1. Parametrat e antenës që përcaktojnë efikasitetin e përdorimit të HE ………………………………………………………………..…. …… 124

5.2 Faktorët teknikë që ndikojnë në efikasitetin e përdorimit të AL, të lidhur me metodat e transmetimit të sinjalit dhe rregullimit ..... 134

5.3 Analiza e homogjenitetit të sistemeve të komunikimit satelitor ……………… .143

6.Vlerësimi i kapacitetit të orbitës gjeostacionare ……………………………… 154

6.1 Vlerësimi i kapacitetit orbital në bazë të supozimeve reale ... ... .... 154

6.2 Vlerësimi i kapacitetit kufizues të xhiros së GO .......................................... ......... 161

7. Rregullorja ndërkombëtare e përdorimit të orbitës gjeostacionare ………………………………………………………………. .................................. ..169

7.1 Dispozitat e përgjithshme për përdorimin e AL …………………………… 169

7.2 Procedura aktuale për koordinimin e sistemeve të reja që përdorin satelitët gjeostacionarë ……………………………………………………………

8. Përdorimi i planifikuar i brezave të frekuencave të alokuara për shërbimin e transmetimit satelitor ……………………………….… .. …………… 181

8.1 Planet për shërbimin transmetues-satelitor të miratuara nga
VAKR-77 dhe RAKR-83 …………………………………………………………… ... 181

8.2 Kriteret për shtrirjen ndërrajonale dhe zgjidhjet e RAKR-83 …………………………………………………………………………………………………………… ………………………………………………………… 196

8.3 Problemet e planifikimit të linjave të furnizimit të programeve në Roines 1 dhe 3 ………………………………………………………………………………………… 201

8.4 Sfidat në zbatimin e planeve satelitore të transmetimit 12 GHz ……………………………………………………………………………………………………………… …………………………………………………………………………………… 205 205

9. Metodat e mundshme për të siguruar akses të garantuar në orbitën gjeostacionare dhe vendimet e VACR ORB 1985 ..................... 207

9.1.Detyrat e VAKR ORB 1985 dhe puna përgatitore në

CCIR ……………………………………………………………………… ..... 207

9.2 Vendimet e VACR ORB 1985 në lidhje me futjen e planifikimit për shërbimet satelitore ... ..215

9.3 Mbi aplikimin e parametrave të përgjithësuar në planifikimin e FSS ...................................... ..................... ..222

9.4 Rreth zhvillimit të një plani shembull FSS .......................... 232

konkluzioni................................................ ................................................ 242

Bibliografia...................................................... ................................. 245

PARATHËNIE

Mesi i shekullit të 20-të u shënua nga sukseset e teknologjisë raketore dhe hapësinore. Shkencëtari rus luajti një rol të jashtëzakonshëm në krijimin e themeleve shkencore për këto suksese.

Që nga lëshimi i satelitit të parë artificial të Tokës (AES) në BRSS në 1957, u krijua mundësia praktike e krijimit të sistemeve të komunikimit me një përsëritës (pasiv ose aktiv) të vendosur në satelit. Efektiviteti i një vendosjeje të tillë të përsëritësit ishte tashmë i dukshëm në atë kohë, pasi linjat e komunikimit radio-rele të linjës së shikimit me stacionet e stafetëve në kullat e larta u bënë të përhapura, dhe për të rritur diapazonin e komunikimit, përsëritësi u ngrit në mënyrë të përsëritur në një nivel të madh lartësia duke përdorur aeroplanë dhe avionë të tjerë. Si një stacion stafetë hapësinor, sateliti doli të ishte më i përshtatshëm se mjetet e tjera të ngritjes së një stafete aktive, për shkak të lartësisë së tij të lartë (praktikisht të pakufizuar), jetëgjatësisë pa konsum të dukshëm të energjisë (sateliti lëviz në orbitë si një trup qiellor) , funksionimi efikas i baterive diellore, të pa hijezuara nga formacionet atmosferike - retë. Këto avantazhe doli të ishin më të rëndësishme sesa disavantazhi i dukshëm - kostoja e lartë e vendosjes së satelitëve në orbitë.

Lartësia e madhe e stacionit hapësinor bën të mundur jo vetëm krijimin e linjave të komunikimit të linjës së shikimit me brez të gjerë me gjatësi dhe kapacitet të madh, por edhe kryerjen e komunikimit të drejtpërdrejtë përmes satelitit të një numri të madh stacionesh tokësore të vendosura në zonën e shërbimit. të këtij sateliti.

Tashmë në fillim të viteve gjashtëdhjetë, u lëshuan satelitët e parë të komunikimit - Molniya-1 (BRSS, 1965) Telstar (SHBA, 1962). Orbita e lartë eliptike e satelitit "Molniya-l" me një lartësi apogje pranë hemisferës veriore dhe një prirje në ekuator prej rreth 65 ° doli të jetë e përshtatshme për zonat e shërbimit duke përfshirë rajonet rreth polare, dhe ende përdoret me sukses nga Bashkimi Sovjetik. Orbita e ulët e Telstarit (lartësia e apogjeut 4800 km, perigjeu 800 km, pjerrësia në rrafshin ekuatorial 45 °) nuk u përdor kurrë në të ardhmen.

Sidoqoftë, në vitin 1945, inxhinieri anglez A. Clark, tashmë i njohur më mirë si autor i romaneve fantastiko-shkencore, propozoi (me sa duket për herë të parë) përdorimin për satelitët

Orbita gjeostacionare e komunikimit, përcaktoi lartësinë e kërkuar të kësaj orbite (~ km mbi sipërfaqen e Tokës) dhe tregoi se mjaftojnë tre satelitë gjeostacionarë për të krijuar një sistem komunikimi që mbulon pothuajse të gjithë territorin e globit (shih figurën). Një tipar i jashtëzakonshëm i një sateliti në një orbitë gjeostacionare është se ai duket se është "varur i palëvizshëm" mbi një pikë të Tokës. Kjo ju lejon të organizoni komunikimin përmes;
një satelit i tillë artificial pa ndërprerje, pa shoqëruar satelitin nga antenat e stacioneve tokësore. Nuk është rastësi që sistemet e komunikimit satelitor me
AES në orbitën gjeostacionare (GO) kanë marrë zhvillimin më të gjerë. Pra, deri në gusht 1985, 128 sisteme të komunikimit satelitor u regjistruan në orbitën gjeostacionare nga Komiteti Ndërkombëtar i Regjistrimit të Frekuencave (IFRB), dhe 222 sisteme të tjera janë deklaruar në IFRB ose janë në proces koordinimi. Supozohet se në 6 vitet e ardhshme, rreth 200 satelitë të tjerë do të lëshohen në GO për qëllime komunikimi. Orbita gjeostacionare është gjithashtu e përshtatshme për disa aplikacione të tjera premtuese, për shembull, për shndërrimin e energjisë diellore në energji elektrike me ndihmën e baterive diellore të instaluara në një satelit gjeostacionar dhe transmetimin e saj në Tokë nga një rreze e drejtuar ashpër.

A rrezikojmë të tejmbushim orbitën gjeostacionare? Nga pikëpamja thjesht gjeometrike, domethënë nga pikëpamja e probabilitetit të përplasjeve dhe hijeve reciproke të satelitëve, një rrezik i tillë ende nuk ekziston. Në fund të fundit, gjatësia e orbitës gjeostacionare është shumë e madhe - km, dhe madhësia e satelitit është e kufizuar në disa metra. Përveç kësaj, në praktikë, për satelitët e lëshuar në të vërtetë, të cilët kanë një përhapje të caktuar në lartësi dhe shpejtësi lëvizjeje, nuk është një vijë gjeometrike, por një trup revolucioni ("donut") me një vëllim të dukshëm. Është llogaritur që edhe nëse një AES lëshohet në një orbitë gjeostacionare, probabiliteti i një përplasjeje MX nuk do të kalojë 1 fluturim. Sidoqoftë, për të shmangur "mbylljen" e HE, dokumentet e Komitetit Këshillimor Ndërkombëtar për Radion (CCIR) konsiderojnë nevojën e "tërheqjes" së satelitëve nga orbita gjeostacionare në fund të funksionimit të tyre, për të cilat një sasi e caktuar e energjia në motorin e satelitëve duhet të ruhet deri në fund të jetës së tij të shërbimit.

Nëse marrim parasysh problemin e mbushjes së HE nga pikëpamja e përputhshmërisë elektromagnetike midis sistemeve të komunikimit me një satelit gjeostacionar, rezulton se orbita gjeostacionare është tashmë e mbingarkuar në disa zona në disa breza frekuencash. Me selektivitetin hapësinor të antenave që aktualisht po zbatohet në praktikë, ndarja midis satelitëve fqinjë që veprojnë në brezin e përbashkët të frekuencës, për të shmangur ndërhyrjet reciproke, është në praktikë 3-4 °, dhe vetëm në raste të rralla reduktohet në 2 °. Në këto kushte, jo më shumë se 100-180 satelitë që operojnë në brezin e përbashkët të frekuencave mund të vendosen në GO. Ndarja e frekuencës së satelitëve për disa shërbime është e vështirë, pasi, për shembull, satelitët modernë në shërbimin fiks zakonisht përdorin pjesën më të madhe të brezit të frekuencës të caktuar për këtë shërbim në një nga brezat e dyfishtë 4/6 ose 11/14 GHz, ose edhe të dyja. . Zbatimi i sistemeve të komunikimit në intervale të tjera me frekuencë më të lartë të alokuara për shërbimin fiks është i mundur, por i shoqëruar me disa vështirësi energjetike dhe teknologjike.

Kështu, mbingarkesa e orbitës gjeostacionare nga satelitët për shkak të interferencave radio që lindin ndërmjet tyre është një fakt i sotëm. Koordinimi ndërmjet administratave të interesuara të komunikimit përpara regjistrimit të një sistemi të ri ndonjëherë kërkon vite.

Në lidhje me situatën e krijuar, një sërë Administratash të Komunikimeve (kryesisht vendet në zhvillim) kanë dëshirë të shpërndajnë orbitën gjeostacionare në bazë të planifikuar, duke i caktuar secilit vend një pozicion dhe brez frekuence për shërbimin e një zone të caktuar (duke respektuar një numër të parametrave të nevojshëm të sinjalit). Për shërbimin e transmetimit, një plan i tillë u zhvillua dhe u miratua me sukses në Konferencën Botërore Administrative të Radiokomunikacionit të vitit 1977 (WACR-77) për vendet e hemisferës lindore, në Konferencën Administrative Rajonale të Radiokomunikacionit të vitit 1983 (RAKR-83) për atë perëndimore.

Në vitin 1985 u mbajt VACR (sesioni i parë) për përdorimin e orbitës gjeostacionare dhe planifikimin e shërbimeve që përdorin atë, me synimin për t'u siguruar të gjitha vendeve akses të barabartë në orbitën gjeostacionare. Në këtë sesion u ra dakord që për sistemet kombëtare në shërbimin satelitor fiks të zhvillohet i ashtuquajturi plan allotment, duke plotësuar kërkesat e administratave, me të paktën një pozicion orbital për secilën administratë. Për planifikim, brezat ndahen në brezat 4/6 GHz dhe 11/14 GHz, 800 MHz secila për lidhjet Hapësirë-Tokë dhe Tokë-Hapësirë. Një procedurë e përmirësuar koordinimi duhet të futet në brezat e mbetur.

Kështu, mund të shihet se përdorimi i orbitës gjeostacionare nga satelitët e komunikimit është tani një nga problemet më të rëndësishme dhe më interesante në zhvillimin e teknologjisë së komunikimit dhe eksplorimit të hapësirës në interes të ekonomisë kombëtare. Ky problem është tema e këtij libri. Libri ofron informacion bazë për lëvizjen e satelitëve në një orbitë gjeostacionare, për parimet e përcaktimit të zonave të shërbimit për satelitë të tillë. Përshkruhen sistemet tipike të komunikimit satelitor me satelitë gjeostacionarë, jepen parametrat e sinjaleve të transmetuara në këto sisteme, parametrat e pajisjeve për stacionet tokësore dhe hapësinore. Janë marrë në konsideratë aspektet ligjore dhe teknike të problemit të rregullimit të përdorimit të orbitës, është analizuar ndërhyrja ndërmjet sistemeve të komunikimit me satelitët gjeostacionarë. Seksionet më të rëndësishme të librit i kushtohen metodave për rritjen e efikasitetit të përdorimit të orbitës gjeostacionare, vlerësimit të kapacitetit maksimal të arritshëm të kësaj orbite dhe parimeve të përdorimit të saj në bazë të planifikuar.

Mund të supozohet se këto çështje do të mbeten të rëndësishme për një kohë të gjatë dhe do të jenë me interes për një gamë të gjerë lexuesish, si specialistë në fushën e krijimit dhe përdorimit të sistemeve moderne të komunikimit, ashtu edhe lexuesve të interesuar për aftësitë dhe perspektivat e sistemeve të tilla. .

Kapitujt 1, 2, 4, 5, 6, § 3.1, 3.2, 3.3, 9.3 janë shkruar nga L. Cantor; ch. 7, 8, § 3.4, 3.5, 9.1, 9.2 -B. Timofeev; § 9.4-autorë të mbështetur bashkërisht në materialet e siguruara me dashamirësi nga V. Baklanova.

1. ORBITA E AES GJEOSTACIONARE.ZONAT E SHËRBIMIT

1.1. ORBITAT E SATELITËVE TË TOKËS

Trajektorja e një sateliti artificial të Tokës quhet orbita e tij. Gjatë fluturimit të lirë, kur motorët e avionëve në bord janë të fikur, sateliti i Tokës lëviz si një trup qiellor, nën ndikimin e forcave gravitacionale dhe inercisë, ku forca gravitacionale dominuese është graviteti i Tokës. Nëse thjesht e konsiderojmë Tokën si rreptësisht sferike, dhe fushën gravitacionale të Tokës si e vetmja që ndikon në satelitin, atëherë lëvizja e satelitit rreth Tokës i bindet ligjeve të Keplerit. Sipas këtyre supozimeve, sateliti lëviz në një plan fiks (në hapësirë ​​absolute) - rrafshi i orbitës që kalon nëpër qendrën e Tokës; energjia totale mekanike (kinetike dhe potenciale) e satelitit mbetet e pandryshuar, si rezultat i së cilës, kur sateliti largohet nga Toka, shpejtësia e lëvizjes së tij zvogëlohet dhe kur afrohet, rritet. Orbita e satelitit në një fushë gravitacionale rreptësisht qendrore ka formën e një elipsi ose një rrethi - një rast i veçantë i një elipsi.

Ekuacioni i orbitës eliptike të satelitit të Tokës në sistemin e koordinatave polar (në shënimin e miratuar në) (ka ujë

= R /(1+ e COShttps: //pandia.ru/text/78/235/images/image004_24.gif "width =" 12 "height =" 13"> - moduli i vektorit të rrezes (distanca nga sateliti në qendrën e Tokës) - koordinata këndore e vektorëve të rrezes ("anomalia e vërtetë"), e - ekscentriciteti orbital; Rështë parametri fokal.

Në e= 0 ekuacion (1..gif "width =" 12 "height =" 13 src = ">. Gif" gjerësia = "17" lartësi = "19"> = 0 °), dhe pika apogje (= 180 °) - me vlerën më të lartë r=r a (fig.1.1). Qendra e trupit tërheqës - Toka - ndodhet në një nga vatrat e elipsës (në një orbitë rrethore, vatrat bashkohen me qendrën). Nga gjeometria dihet se për një elipsë parametri fokal R= b 2/a=a(1-e 2), ku a= (a + n) / 2 - boshti gjysmë i madh, b= a- boshti gjysmë i vogël, e= =

= (https://pandia.ru/text/78/235/images/image004_24.gif "width =" 12 "height =" 13 src = "> n) / 2 a- ekscentricitet. Fokuset e elipsës janë në një distancë nga qendra e epokës ae, - ae... Nëse Toka konsiderohet sferike, atëherë lartësia e orbitës (lartësia e satelitit mbi sipërfaqen e Tokës)

h= G- R, ku Rështë rrezja e Tokës.

Rrafshi orbital në përgjithësi kryqëzohet me rrafshin ekuatorial (Fig. 1.2). Linja e kryqëzimit të planit orbital me rrafshin ekuatorial quhet linja e nyjeve, pika e kryqëzimit të orbitës së satelitit me rrafshin ekuatorial gjatë kalimit të satelitit nga hemisfera jugore në hemisferën veriore është një nyje ngjitëse, pika e kryqëzimit kur sateliti lëviz nga veriu në jug është një nyje zbritëse.

Një karakteristikë e rëndësishme e orbitës së satelitit është pjerrësia e rrafshit të tij ndaj planit ekuatorial, i karakterizuar nga këndi i ndërmjet këtyre planeve (matur në nyjen ngjitëse, në drejtim të kundërt të akrepave të orës nga "drejtimi" lindor (Fig. 1.2). ekuatorial ( i= 0), polare ( i= 90 °) dhe të zhdrejtë (0 < i<90°) орбиты, по направлению движения ИСЗ от­носительно вращения земли -прямые (0<i<90°) и обратные (90°< i DIV_ADBLOCK659 ">

Për sistemet e komunikimit dhe transmetimit, kërkohet një linjë shikimi midis stacioneve satelitore dhe tokësore për një seancë me kohëzgjatje të mjaftueshme. Nëse seanca e komunikimit nuk është gjatë gjithë orarit, atëherë është e përshtatshme që ajo të përsëritet çdo ditë në të njëjtën kohë. Prandaj, me interes të veçantë janë orbitat sinkrone me një periudhë orbitale të barabartë ose shumëfish të kohës së rrotullimit të Tokës rreth boshtit të saj (d.m.th., ditët anësore). Periudha e qarkullimit të AES T Q = T 3m/ n(ku T Kohëzgjatja e 3 ditëve anësore: m dhe n- numrat e plotë), numri i orbitave satelitore në ditë N=T 3 / TQ = n/ m,

1.2. ORBITA GJEOSTACIONARE

Bazuar në sa më sipër, mund të japim një përkufizim të orbitës gjeostacionare. Orbita gjeostacionare (më saktë, orbita e satelitit gjeostacionar) është rrethore (ekscentriciteti e= 0), ekuatorial ( t= 0), një orbitë sinkrone me një periudhë orbitale prej 24 orësh, me satelitin që lëviz drejt lindjes. Është e lehtë të kuptohet se një satelit në një orbitë gjeostacionare do të "rri pezull" mbi një pikë të caktuar në sipërfaqen e tokës (në një gjatësi të caktuar mbi ekuator) në lartësi të mëdha mbi sipërfaqen e Tokës (shih Tabelën 1.1 dhe Fig. 1.3). . Vlera e saktë e periudhës së revolucionit, e barabartë me periudhën e rrotullimit të Tokës (ditë anësore), është 23 orë 56 minuta. 04 f.

Përparësitë e satelitëve gjeostacionarë janë të dukshme dhe jashtëzakonisht domethënëse. Komunikimi nëpërmjet një sateliti gjeostacionar mund të kryhet në mënyrë të vazhdueshme, rreth orës, pa ndërprerje për kalimin nga një satelit (në hyrje) në tjetrin; në stacionet tokësore, sistemet për gjurmimin automatik të satelitëve mund të thjeshtohen ose eliminohen plotësisht, dhe mekanizmat e lëvizjes (lëvizjes) të vetë antenës mund të lehtësohen dhe thjeshtohen; stabilitet më i lartë i nivelit të sinjalit nga sateliti për shkak të pandryshueshmërisë së distancës; nuk ka (ose shumë të vogël) zhvendosje të frekuencës për shkak të efektit Doppler (shih § 1.4).

Për shkak të lartësisë së madhe të satelitit gjeostacionar, zona e tij e dukshmërisë në sipërfaqen e Tokës është e madhe - rreth një e treta e të gjithë sipërfaqes së tokës (Fig. 1.4). Për shkak të të gjitha këtyre avantazheve, orbita gjeostacionare përdoret shumë gjerësisht, dhe në brezat më të përshtatshëm të frekuencës ajo tashmë është e ngopur me satelitët e komunikimit pothuajse në kufi. Duhet theksuar se gjeo-

orbita e palëvizshme është e vetmja, unike dhe për asnjë kombinim tjetër parametrash është e pamundur të arrihet efekti i palëvizshmërisë relative të një sateliti që lëviz lirshëm për vëzhguesin tokësor.

Nga fig. 1.4 mund të shihet se rajonet polare shërbehen keq nga satelitët gjeostacionarë, pasi sateliti është i dukshëm në kënde shumë të vogla lartësie dhe nuk është fare i dukshëm pranë polit. Këndet e cekëta të lartësisë paraqesin rrezik që objektet lokale të errësojnë satelitin dhe rrisin kontributin e rrezatimit radio-termik të Tokës në zhurmën e përgjithshme të stacionit tokësor. Nga fig. 1.4 mund të shihet se situata është më e keqe, sa më larg në gjatësi gjeografia është pika marrëse me interes për ne nga gjatësia e satelitit. Prandaj, për t'i shërbyer territoreve në gjerësi të mëdha, sateliti gjeostacionar duhet të vendoset sa më afër pikës optimale në gjatësi, me fjalë të tjera, i ashtuquajturi hark i shërbimit - seksioni GO, brenda të cilit sateliti mund të lëvizë pa shkelja e zonës së shërbimit, duhet të jetë minimale. Kjo shihet edhe nga Fig. 1.5, i cili ju lejon të përcaktoni këndin e lartësisë ndaj satelitit gjeostacionar në çdo pikë të zonës. Në lidhje me këtë pengesë, si dhe në lidhje me ngarkesën e madhe të orbitës gjeostacionare, po merret parasysh përdorimi i llojeve të tjera të orbitave, kryesisht ato sinkrone (shih Tabelën 1.1). Deri më tani, për qëllime komunikimi, vetëm një orbitë eliptike 12-orëshe me një lartësi apogje prej rreth 40 mijë km dhe një pjerrësi prej iDIV_ADBLOCK661 ka gjetur aplikim ">

Sidoqoftë, në rastin e një sateliti që lëviz në orbitën e lartë eliptike "Molniya", antenat e stacioneve tokësore (ES) duhet të ndjekin satelitin në lëvizje dhe të paktën 3 herë në ditë, të gjitha ES duhet të bëjnë një kalim të njëkohshëm në një satelit tjetër. me një ndërprerje komunikimi.

Për shkak të devijimit të pashmangshëm të parametrave GO nga vlerat e kërkuara gjatë lëshimit të një AES, si dhe për shkak të faktorëve shqetësues që shkelin fushën rreptësisht qendrore gravitacionale, lëvizja e një AES të vërtetë gjeostacionare është gjithmonë disi e ndryshme nga ajo gjeostacionare ideale. një. Jocentraliteti i fushës gravitacionale është për shkak të josfericitetit të Tokës (si në formë ashtu edhe në shpërndarjen e masave të tokës). Shkelja e lëvizjes së satelitit shkakton edhe rezistencë të atmosferës, fushave gravitacionale të Diellit dhe Hënës, etj. Si rezultat i të gjitha këtyre shqetësimeve, orbita e satelitit bëhet e hapur, sateliti nuk kthehet saktësisht në pozicionin e tij të mëparshëm pas revolucionit rreth Toka, nëse nuk bëhet korrigjimi i nevojshëm. Në veçanti, zvarritja atmosferike shkakton një ulje të shpejtësisë së satelitit,

148">

pra - një rënie në lartësinë e orbitës; në të njëjtën kohë zvogëlohet ekscentriciteti i orbitës. Efekti i vërtetë i ngadalësimit atmosferik në satelitët gjeostacionarë është i vogël (është i rëndësishëm për orbitat eliptike me lartësi të ulët perigjeje ose orbita të ulëta rrethore që bien në shtresa më të dendura të atmosferës).

Le të shqyrtojmë ndikimin e pasaktësisë së parametrave fillestarë të orbitës në lëvizjen e një sateliti gjeostacionar me një fushë gravitacionale ideale qendrore të Tokës. Dallimi midis periudhës orbitale të një sateliti nga një ditë sidereale me një sasi të caktuar Tçon në një ndryshim në gjatësinë e satelitit gjatë një rrotullimi të satelitit rreth Tokës me vlerën = -https: //pandia.ru/text/78/235/images/image019_16.gif "width =" 15" lartësi =" 17 src = "> T = T ME- T 3, T 3 - dita e yjeve, Tс - periudha orbitale satelitore (e ashtuquajtura sidereale). Nëse T C> T 3, atëherë<0, и спутник смещается в западном. направлении, отставая от движения Земли, и наоборот.

Nëse, gjatë lëshimit të satelitit, orbita rezulton të jetë jo saktësisht e rrumbullakët, por ka një ekscentricitet të lehtë e (e 1), por në të njëjtën kohë periudha e qarkullimit është saktësisht e barabartë me vlerën e kërkuar ( T c = T h), atëherë sateliti do të lëkundet në gjatësi rreth pozicionit mesatar https://pandia.ru/text/78/235/images/image024_16.gif "width =" 103 "height =" 24"> me një amplitudë prej 2 e.

Dallimi i orbitës nga rreptësisht ekuatoriale (pjerrësia i0) me prirje të ulët shkakton lëkundje të satelitit, për më tepër, lëkundje në gjerësi, të përcaktuara me ligj.

ku dhe- argumenti i gjerësisë së satelitit (këndi midis nyjës ngjitëse të orbitës dhe drejtimit drejt satelitit në rrafshin orbital); - gjerësia gjeografike e pikës nënsatelitore.

Është e qartë nga (1.2) se amplituda e lëkundjeve në gjerësi është e barabartë me prirjen, periudha është e barabartë me periudhën e revolucionit të satelitit. Trajektorja e lëvizjes së pikës nënsatelitore në i 0 është paraqitur në Fig. 1.6. Ndikimi i prirjes së orbitës në lëvizjen e një sateliti në gjendje pothuajse të qëndrueshme (d.m.th., pothuajse i palëvizshëm) është veçanërisht i rëndësishëm, pasi prirja orbitale lind edhe me një orbitë fillimisht rreptësisht ekuatoriale për shkak të faktit se fusha gravitacionale nuk është e dukshme. .

Nga faktorët që shqetësojnë orbitën, ngjeshja ekuatoriale e Tokës (devijimi i ekuatorit nga forma e saktë e rrethit) ka një efekt të dukshëm. Analiza tregon se për shkak të kësaj, lëkundjet e satelitit gjeostacionar lindin në rrafshin orbital në gjatësi në lartësi me një periudhë të gjatë - deri në disa vjet, afër pikave të ekuilibrit të qëndrueshëm. Pikat e ekuilibrit të qëndrueshëm janë pikat e kryqëzimit të boshtit gjysmë të vogël të seksionit ekuatorial të Tokës me orbitën gjeostacionare. Devijimet e tjera të fushës së Tokës nga ajo rreptësisht qendrore shkaktojnë një ndryshim të vogël në periudhën orbitale, një ndryshim të vogël në ekscentricitet dhe një ndryshim në gjatësinë e nyjës ngjitëse.

Fushat gravitacionale të Hënës dhe Diellit shkaktojnë ndryshime të vogla në periudhën e revolucionit dhe ekscentricitetit dhe një evolucion të prirjes orbitale që është thelbësore për praktikë. Ndryshimi i prirjes për një vit të ekzistencës së satelitit mund të jetë, në varësi të datës astronomike (parametrat e orbitës së Hënës), d.m.th., pas 1-2 vjetësh, lëkundjet e satelitit për shkak të prirjes që ka lindur ( Fig. 1.6) do të fillojë të ndikojë ndjeshëm në funksionimin e sistemit të komunikimit. Për herë të parë, sateliti mund të futet në orbitë me një prirje "negative" të paracaktuar - gjatësia e këndit ngjitës prej 270 °; atëherë, në fillim, pjerrësia e orbitës do të ulet në madhësi, do të arrijë zero dhe vetëm atëherë do të fillojë të rritet me shpejtësinë e mësipërme.

Kështu, merren parasysh faktorët që kanë një ndikim të rëndësishëm në lëvizjen e një sateliti gjeostacionar (do të ishte më korrekte ta quanim kuazi-stacionar). Lëvizja e satelitit në lidhje me një pikë të caktuar qëndrimi ka një efekt negativ në funksionimin e sistemeve të komunikimit. Së pari, kërkohet drejtimi i vazhdueshëm i antenave të stacioneve tokësore në satelit, për të cilin ato do të duhet të pajisen me një makinë dhe një sistem udhëzimi automatik, gjë që shpesh është e papranueshme në rrjetet me një numër të madh ES të thjeshtë. Së dyti, lëvizja e satelitit çon në një ulje të zonave të shërbimit. Së treti, lëvizja e satelitëve në gjatësi gjeografike çon në konvergjencën e mundshme të satelitëve fqinjë dhe rrit ndërhyrjen e ndërsjellë midis tyre, duke përkeqësuar përdorimin e orbitës gjeostacionare. Në këtë drejtim, aktualisht rekomandohet që paqëndrueshmëria e pozicionit të satelitit në gjatësi të mos kalojë ± 0,1 °. Meqenëse faktorët shqetësues nuk mund të eliminohen, është e nevojshme që periodikisht të eliminohet ndikimi i tyre në lëvizjen e satelitit - për të bërë të ashtuquajturin korrigjim të lëvizjes së satelitit, duke i dhënë atij nxitimin e nevojshëm në drejtimin e kërkuar. Për korrigjimin, motorët janë instaluar në satelit: ose ndizen me një komandë nga Toka, ose punojnë në një mënyrë autonome. Analiza tregon se kostot e energjisë

në korrigjimin e pozicionit të satelitit nuk varen nga saktësia e mbajtjes; kjo për faktin se për të mbajtur satelitin brenda kufijve më të ngushtë, është e nevojshme të bëhen korrigjime më shpesh, por me çdo korrigjim të shpenzohet përkatësisht më pak energji. Duhet të theksohet se korrigjimi i pjerrësisë së orbitës kërkon dukshëm më shumë energji sesa korrigjimi në gjatësi.

U bënë propozime për të përdorur lëkundjet e një sateliti kuazi-stacionar (shih Fig. 1.6) për të vendosur disa satelitë, si të thuash, në një pozicion nominal. Mund të shihet se kur disa satelitë lëvizin përgjatë një trajektoreje të tillë në të njëjtin drejtim, midis tyre mbahet një distancë e caktuar këndore, e cila mund të jetë e mjaftueshme për të mbajtur interferencën reciproke në nivelin e kërkuar (Fig. 1.7). Konsiderohet, për shembull, vendosja e tre satelitëve në një "tetë", nga të cilët vetëm dy janë përfshirë në funksion në çdo kohë, gjë që, me kusht që satelitët të transferohen në kohë nga modaliteti aktiv në atë pasiv, lejon ruajtjen e ndarjes këndore midis dy satelitë aktivë të barabartë me 3/4 e hapësirës së tetëve në drejtimin veri-jug. Megjithatë, mundësi të tilla ende nuk janë realizuar.

1.3. NDRIÇIMI I AES GJEOSTACIONARE;

Ndriçimi i prapme i antenës së stacionit të tokës

DIELLI DHE HENA

Kur lëviz në një orbitë gjeostacionare, sateliti mund të gjendet në hijen e Tokës për ca kohë (Fig. 1.8). Ky fenomen është domethënës, pasi satelitët ushqehen, si rregull, nga bateritë diellore, kështu që rënia në hijen e Tokës i privon pajisjet në bord nga furnizimi me energji elektrike; energjia duhet të grumbullohet në bateri ose gjatë hijezimit për të ndërprerë funksionimin e sistemit të komunikimit. Hija shkakton gjithashtu një ndryshim të mprehtë në lokomotivë me naftë në modalitetin AES. Prandaj, kohëzgjatja e hijes dhe koha e fillimit të saj janë të rëndësishme.

oriz. 1.9. Pozicioni relativ i planeve të orbitave të Tokës dhe satelitit ekuatorial a - verë në hemisferën veriore; b- periudha e ekuinoksit

Meqenëse rrafshi i orbitës gjeostacionare (rrafshi ekuatorial) dhe rrafshi i orbitës së Tokës gjatë lëvizjes së tij rreth Diellit nuk përkojnë (për shkak të prirjes së njohur të boshtit të Tokës), shumicën e vitit sateliti gjeostacionar nuk bie në hija e Tokës fare: kur është "prapa Tokës", sateliti ndodhet më lart (ose poshtë) vijës Diell-Tokë (Fig. 1.9, a). Vetëm në "periudhat afër ekuinoksit të vjeshtës ose pranverës, hijezimi bëhet i mundur, pasi sateliti, duke kaluar rrafshin e orbitës së Tokës, ndodhet në Diellin - Tokë direkt (Fig. 1.9, b).

Është gjithashtu e qartë se hijezimi mund të ndodhë një herë gjatë periudhës orbitale të Tokës, d.m.th., në ditë, dhe se koha e hijes lidhet me kohën lokale për gjatësinë në të cilën ndodhet sateliti gjeostacionar - nga Fig. 1.8 shihet se në pikën nënsatelitore gjatë hijezimit të satelitit duhet të jetë natë.

Analiza e kryer sipas disa supozimeve thjeshtuese lejoi që të llogariteshin kohët e hyrjes t brenda dhe jashte t jashtë satelitit nga hija e Tokës, në varësi të datës (Fig. 1.10). Siç mund ta shihni, hijezimi i satelitit gjeostacionar ndodh vetëm në

periudha më pak se 1.5 muaj, afër ekuinoksit të vjeshtës dhe pranverës, dhe koha nuk kalon 1 orë e 10 minuta në ditë. Figura 1.10 është ndërtuar për kohën e Moskës dhe një satelit i vendosur në gjatësi = 0 °. Siç mund ta shihni, vendndodhja e satelitit në një gjatësi gjeografike më perëndimore sesa gjatësia e zonës së shërbimit çon në fillimin e hijes në një kohë të mëvonshme, pas kohës së zakonshme televizive, gjë që bën të mundur të bëhet pa bateri në satelit. .. gif "width =" 107 "height =" 27 "> (1.3)

ku në, tout përcaktohen nga Fig. 1.10, dhe koeficienti 15 është për faktin se gjerësia e një zone kohore është 15 °.

Koha e hijes së satelitëve u mor parasysh gjatë hartimit të planit të shërbimit të transmetimit për ZAKR-77 - të gjithë satelitët u zhvendosën në perëndim në lidhje me pikën e synimit të antenës në bord.

Tani le të kthehemi te një fenomen tjetër, i përcaktuar gjithashtu nga ligjet thjesht astronomike të lëvizjes së trupave qiellorë - dukuria e goditjes së Diellit ose Hënës në rrezen e antenës së stacioneve tokësore. Dhe në këtë rast, sateliti duhet të jetë afër rrafshit të orbitës së Tokës kur rrotullohet rreth Diellit (ose afër rrafshit të orbitës së Hënës kur rrotullohet rreth Tokës), por jo pas Tokës, si në rastin. e hijezimit, por përballë saj. Goditja e Diellit ose Hënës në rrezen e antenës së ES shkakton ndërhyrje në marrjen e sinjaleve për shkak të rrezatimit radio-termik të këtyre trupave qiellorë. Dendësia e fluksit të fuqisë W

Plani:

Prezantimi

• 1 Pika e qëndrimit
• 2 Vendosja e satelitëve në orbitë
• 3 Llogaritja e parametrave të orbitës gjeostacionare
  • 3.1 Rrezja e orbitës dhe lartësia e orbitës
  • 3.2 Shpejtësia orbitale
  • 3.3 Gjatësia e orbitës
• 4 Komunikimi
Shënime (redakto)

Prezantimi

Orbita Gjeostacionare(GSO) - një orbitë rrethore e vendosur mbi ekuatorin e Tokës (gjerësi gjeografike 0 °), në të cilën një satelit artificial rrotullohet rreth planetit me një shpejtësi këndore të barabartë me shpejtësinë këndore të rrotullimit të Tokës rreth boshtit, dhe është vazhdimisht sipër e njëjta pikë në sipërfaqen e tokës. Orbita gjeostacionare është një lloj orbite gjeosinkrone dhe përdoret për vendosjen e satelitëve artificialë (komunikim, transmetim televiziv, etj.)

Sateliti duhet të rrotullohet në drejtim të rrotullimit të Tokës, në një lartësi prej 35,786 km mbi nivelin e detit (për llogaritjen e lartësisë GSO, shih më poshtë). Është kjo lartësi që i siguron satelitit një periudhë orbitale të barabartë me periudhën e rrotullimit të Tokës në raport me yjet (ditët anësore: 23 orë, 56 minuta, 4,091 sekonda).

Ideja e përdorimit të satelitëve gjeostacionarë për qëllime komunikimi u shpreh nga [ kur?] K. E. Tsiolkovsky dhe teoricieni slloven i kozmonautikës Herman Potocnik në vitin 1928. Përparësitë e një orbite gjeostacionare u bënë të njohura gjerësisht pas botimit të një artikulli të shkencës popullore nga Arthur C. Clarke në revistën Wireless World në vitin 1945, prandaj në Perëndim janë orbita gjeostacionare dhe geostacionare nganjëherë quhet " Orbitat e Clarke", nje" Rripin e Klarkut“I referohet zonës së hapësirës në një distancë prej 36,000 km mbi nivelin e detit në rrafshin e ekuatorit të tokës, ku parametrat e orbitave janë afër gjeostacionare. Sateliti i parë i lëshuar me sukses në GSO ishte Syncom-2 lëshuar nga NASA në korrik 1963.

1. Pika e qëndrimit

Një satelit në një orbitë gjeostacionare është i palëvizshëm në raport me sipërfaqen e Tokës, kështu që pozicioni i tij në orbitë quhet pikë e palëvizshme. Si rezultat, një antenë e drejtuar nga sateliti dhe fikse mund të mbajë komunikim të vazhdueshëm me këtë satelit për një kohë të gjatë.

2. Vendosja e satelitëve në orbitë

Për Arkhangelsk, lartësia maksimale e mundshme e satelitit mbi horizont është 17.2 °
Pika më e lartë e Brezit të Clarke është gjithmonë rreptësisht në jug. Në fund të grafikut, shkallët janë meridianët mbi të cilët ndodhen satelitët.
Në anët - lartësitë e satelitëve mbi horizont.
Më lart - drejtimi për në satelit. Për qartësi, mund ta shtrini atë horizontalisht 7,8 herë dhe ta ktheni nga e majta në të djathtë. Atëherë do të duket njësoj si në qiell.

Një orbitë gjeostacionare mund të arrihet me saktësi vetëm në një rreth pak mbi ekuator, me një lartësi shumë afër 35,786 km.

Nëse satelitët gjeostacionarë do të ishin të dukshëm në qiell me sy të lirë, atëherë linja në të cilën do të shiheshin do të përkonte me "rripin e Clark" për zonën e caktuar. Satelitët gjeostacionarë, falë pikave të disponueshme të pozicionimit, janë të përshtatshëm për t'u përdorur për komunikimet satelitore: një herë antena e orientuar do të drejtohet gjithmonë te sateliti i zgjedhur (nëse nuk e ndryshon pozicionin e saj).

Për të transferuar satelitët nga një orbitë me lartësi të ulët në atë gjeostacionare, përdoren orbitat e transferimit gjeostacionare (gjeostacionare) (GPO) - orbita eliptike me një perigje në një lartësi të ulët dhe një apogje në një lartësi afër orbitës gjeostacionare.

Pas përfundimit të funksionimit aktiv në mbetjet e karburantit, sateliti duhet të transferohet në një orbitë asgjësimi të vendosur 200-300 km mbi GSO.

3. Llogaritja e parametrave të orbitës gjeostacionare

3.1. Rrezja e orbitës dhe lartësia e orbitës

Në orbitën gjeostacionare, sateliti nuk i afrohet Tokës dhe nuk largohet prej saj, dhe përveç kësaj, duke u rrotulluar me Tokën, ai është vazhdimisht mbi çdo pikë të ekuatorit. Rrjedhimisht, forcat e gravitetit dhe forca centrifugale që veprojnë në satelit duhet të balancojnë njëra-tjetrën. Për të llogaritur lartësinë e orbitës gjeostacionare, mund të përdorni metodat e mekanikës klasike dhe të vazhdoni nga ekuacioni i mëposhtëm:

F u = F Γ ,

ku F u- forca e inercisë, dhe në këtë rast, forca centrifugale; FΓ - forca gravitacionale. Madhësia e forcës gravitacionale që vepron në satelit mund të përcaktohet nga ligji i gravitetit universal të Njutonit:

,

ku m c- masa e satelitit, M 3 - masa e Tokës në kilogramë, Gështë konstanta gravitacionale, dhe R- distanca në metra nga sateliti në qendrën e Tokës ose, në këtë rast, rrezja e orbitës.

Madhësia e forcës centrifugale është:

,

ku a- nxitimi centripetal që lind nga lëvizja rrethore në orbitë.

Siç mund ta shihni, masa e satelitit m cështë i pranishëm si faktor në shprehjet për forcën centrifugale dhe për forcën gravitacionale, domethënë lartësia e orbitës nuk varet nga masa e satelitit, gjë që është e vërtetë për çdo orbitë dhe është pasojë e barazisë së masave gravitacionale dhe inerciale. . Rrjedhimisht, orbita gjeostacionare përcaktohet vetëm nga lartësia në të cilën forca centrifugale do të jetë e barabartë në madhësi dhe e kundërt në drejtim me forcën gravitacionale të krijuar nga graviteti i Tokës në një lartësi të caktuar.

Nxitimi centripetal është i barabartë me:

,

ku ω është shpejtësia këndore e rrotullimit të satelitit, në radianë për sekondë.

Le të bëjmë një sqarim të rëndësishëm. Në fakt, nxitimi centripetal ka kuptim fizik vetëm në një kornizë inerciale referimi, ndërsa forca centrifugale është e ashtuquajtura forcë imagjinare dhe zhvillohet ekskluzivisht në kornizat e referencës (koordinatat) që lidhen me trupat rrotullues. Forca centripetale (në këtë rast, forca e gravitetit) shkakton nxitim centripetal. Në vlerë absolute (vlerë numerike absolute), nxitimi centripetal në kornizën e referencës inerciale është i barabartë me nxitimin centrifugal në kornizën e referencës që lidhet në rastin tonë me satelitin. Prandaj, më tej, duke marrë parasysh vërejtjen e bërë, mund të përdorim termin "nxitim centripetal" së bashku me termin "forcë centrifugale".

Duke barazuar shprehjet për forcën gravitacionale dhe forcën centrifugale me zëvendësimin e nxitimit centripetal, marrim:

.

Duke reduktuar m c duke përkthyer R 2 në të majtë dhe ω 2 në të djathtë, marrim:

.

Ju mund ta shkruani këtë shprehje ndryshe, duke e zëvendësuar atë me μ - konstanta gjeocentrike gravitacionale:

Shpejtësia këndore ω llogaritet duke pjesëtuar këndin e përshkuar në një rrotullim (radianët) me periudhën orbitale (koha gjatë së cilës përfundon një rrotullim i plotë në orbitë: një ditë anësore, ose 86,164 sekonda). Ne marrim:

i lumtur / s

Rrezja e orbitës që rezulton është 42,164 km. Duke zbritur rrezen ekuatoriale të Tokës, 6,378 km, marrim një lartësi prej 35,786 km.

3.2. Shpejtësia orbitale

Shpejtësia orbitale (shpejtësia me të cilën sateliti udhëton në hapësirë) llogaritet duke shumëzuar shpejtësinë këndore me rrezen e orbitës:

km/s ose = 11052 km / orë

Ju mund t'i bëni llogaritjet ndryshe. Lartësia e orbitës gjeostacionare është distanca nga qendra e Tokës ku shpejtësia këndore e satelitit, e cila përkon me shpejtësinë këndore të rrotullimit të Tokës, gjeneron një shpejtësi orbitale (lineare) të barabartë me shpejtësinë e parë kozmike (për të siguruar një orbitë rrethore) në një lartësi të caktuar. Duke zgjidhur këtë ekuacion të thjeshtë, ne, natyrisht, marrim të njëjtat vlera si në llogaritjet përmes forcës centrifugale. Është gjithashtu e kuptueshme pse orbitat gjeostacionare janë kaq të larta. Kërkohet të lëvizë satelitin mjaft larg nga Toka në mënyrë që shpejtësia e parë hapësinore atje të jetë aq e ulët (rreth 3 km / s, krahasoni rreth 8 km / s në orbita të ulëta)

Është gjithashtu e rëndësishme të theksohet se orbita gjeostacionare duhet të jetë saktësisht rrethore (dhe kjo është arsyeja pse u tha më lart për shpejtësinë e parë kozmike). Nëse shpejtësia është më e ulët se ajo e parë kozmike (në një distancë të caktuar nga Toka), atëherë sateliti do të ulet, nëse shpejtësia është më e lartë se ajo e parë kozmike, atëherë orbita do të jetë eliptike dhe sateliti nuk do të jetë në gjendje të rrotullohet në mënyrë të njëtrajtshme në mënyrë sinkrone me Tokën.

3.3. Gjatësia e orbitës

Gjatësia e Orbitës Gjeostacionare:. Me një rreze orbitale prej 42,164 km, marrim një gjatësi orbitale prej 264,924 km.

Gjatësia e orbitës është jashtëzakonisht e rëndësishme për llogaritjen e satelitëve "stacion".

4. Komunikimi

Komunikimi përmes këtij lloji satelitësh karakterizohet nga vonesa të gjata të përhapjes. Edhe një rrugë e rrezes drejt satelitit dhe mbrapa kushton pothuajse një çerek sekonde. Pingu në një pikë tjetër në tokë do të zgjasë rreth gjysmë sekonde.

Me një lartësi orbitale prej 35,786 km dhe një shpejtësi drite prej rreth 300,000 km / s, rruga e rrezes së satelitit Tokë kërkon 35786/300000 = ~ 0,12 sek. Rruga e rrezes "Toka (transmetuesi) -> satelit -> Toka (marrësi)" ~ 0,24 sek. Ping do të kërkojë ~ 0,48 sek

Duke marrë parasysh vonesën e sinjalit në pajisjet e shërbimeve satelitore dhe tokësore, vonesa totale e sinjalit në Tokë -> Satelit -> Rruga e Tokës mund të arrijë 2-4 s.

Mbajtja e një sateliti në një pozicion të palëvizshëm në një orbitë gjeostacionare kërkon energji dhe, rrjedhimisht, kosto financiare. Kjo është pikërisht për faktin se orbita duhet të jetë rreptësisht rrethore, të ketë një lartësi të përcaktuar rreptësisht dhe të karakterizohet nga një shpejtësi e përcaktuar rreptësisht (të tre parametrat janë të ndërlidhur). Prandaj, satelitët gjeostacionarë përdorin shpejt furnizimin me karburant të disponueshëm për të korrigjuar shpejtësinë dhe lartësinë e orbitës. Kjo është arsyeja pse në ditët e sotme ata përdorin kryesisht jo "të varur", por "tetë" satelitë të vendosur në orbita gjeosinkrone, të cilët, ndër të tjera, mund të jenë dukshëm më të ulët se gjeostacionarët. Për më tepër, një "çift" dy satelitësh në orbita eliptike të kundërta, të vendosura në një kënd me rrafshin ekuatorial, është shumë më i lirë në funksionim sesa një satelit gjeostacionar.

Pak aspekte të epokës së eksplorimit aktiv të hapësirës kanë pasur një ndikim kaq të thellë në jetën e përditshme të njerëzimit sa koncepti i orbitës gjeostacionare, i lidhur ngushtë me shpikjen e satelitit të komunikimit. Këta dy faktorë doli të ishin një përparim i vërtetë teknologjik dhe shkencor, i cili i dha një shtysë të jashtëzakonshme zhvillimit jo vetëm të teknologjive të telekomunikacionit, por edhe të shkencës në tërësi, gjë që bëri të mundur sjelljen e jetës së njerëzve në një nivel cilësor të ri.

Kjo bëri të mundur që të mbulohej i gjithë planeti me një rrjetë të dendur sinjalesh radioje të qëndrueshme dhe të lidheshin edhe pikat më të largëta të planetit në një mënyrë që deri vonë ishte objekt i ëndrrave të shkencëtarëve dhe një temë për shkrimtarët e fantashkencës. Sot lirisht mund të bisedoni me telefon me eksploruesit polare të Antarktidës ose nëpërmjet internetit të komunikoni në çast me çdo kompjuter në sipërfaqe dhe e gjithë kjo falë orbitës gjeostacionare dhe satelitëve të komunikimit.

Një orbitë gjeostacionare është një orbitë rrethore që ndodhet saktësisht mbi ekuatorin e planetit. Orbita gjeostacionare është unike në atë që satelitët e vendosur në të kanë rrotullim rreth Tokës të barabartë me shpejtësinë e rrotullimit të vetë planetit rreth boshtit të tij, gjë që u lejon atyre të "rrijnë" vazhdimisht mbi të njëjtën pikë në sipërfaqe. Kjo siguron qëndrueshmërinë dhe cilësinë e jashtëzakonshme të sinjaleve të radios.

Orbita gjeostacionare, duke qenë një lloj orbite gjeosinkrone dhe me karakteristika unike, përdoret gjerësisht për vendosjen e telekomunikacionit, transmetimit televiziv, meteorologjik, kërkimor shkencor dhe satelitëve të tjerë. Orbita gjeostacionare është 35,785 kilometra mbi nivelin e detit. Është kjo lartësi e llogaritur saktësisht që siguron sinkronizimin e rrotullimit me planetin. Satelitët artificialë të vendosur në GSO rrotullohen në të njëjtin drejtim me globin. Ky është i vetmi kombinim i mundshëm i parametrave, i cili arrin efektin e lëvizjes sinkrone të satelitit dhe planetit.

Orbita gjeostacionare ka edhe një emër alternativ - Brezi i Klarkut, pas emrit të personit që i detyrohet pjesës së luanit të meritave në zhvillimin e idesë dhe zhvillimin e konceptit të orbitave gjeostacionare dhe gjeosinkrone. Në vitin 1945, në botimin e tij në revistën Wireless World, ai përcaktoi karakteristikat orbitale të këtij seksioni të ngushtë të hapësirës afër Tokës dhe propozoi një diskutim të parametrave teknikë të kërkuar për një sistem komunikimi Tokë-satelitor.

Me zhvillimin e vrullshëm të telekomunikacionit dhe orbita gjeostacionare është kthyer në një rrip unik të hapësirës së jashtme me një mbipopullim ekstrem të pazëvendësueshëm dhe thelbësisht të pazëvendësueshëm të kësaj zone me satelitë të ndryshëm është kthyer në një problem serioz. Sipas parashikimeve të ekspertëve, në shekullin e 21-të pritet një përballje e ashpër konkurruese ekonomike dhe politike për një vend në orbitën gjeostacionare. Ky problem nuk mund të zgjidhet me marrëveshje politike ndërkombëtare. Do të lindë një ngërç plotësisht. Dhe në dy dekadat e ardhshme, sipas parashikimeve kompetente, orbita gjeostacionare, si vendi më i favorshëm për të, do të shterojë plotësisht burimin e saj.

Një nga zgjidhjet më të mundshme mund të jetë ndërtimi i stacioneve të rënda të platformave me shumë qëllime në orbitë. Me teknologjitë moderne, një stacion i tillë mund të zëvendësojë me sukses dhjetëra satelitë. Këto platforma do të jenë ekonomikisht më fitimprurëse sesa satelitët dhe do të shërbejnë për afrimin e vendeve në informacion.