Орбити на изкуствени земни спътници. Видове сателитни орбити и техните определения Какво е сателитна орбита
В космическото пространство над Земята сателитите се движат по определени траектории, т.нар орбити на изкуствени земни спътници. Орбитата е траекторията на движение (или преведено от латински „път, път“) на всеки материален обект (в нашия случай сателит) напред по предварително определена система от пространствени координати, като се вземе предвид конфигурацията на силовите полета, действащи върху то.
Изкуствените спътници на Земята (AES) се движат по три орбити: полярна, наклонена и екваториална (геостационарна).
Полярната орбита има ъглов наклон от 90° (означен с буквата „i“ от английския наклон) спрямо екваториалната равнина. Този ъгъл също се измерва в минути и секунди. Полярната орбита може да бъде синхронна или квазисинхронна.
Между полярната и екваториалната орбита е разположена наклонена орбита орбити на изкуствени земни спътници, образувайки изместен остър ъгъл.
Основният и съществен недостатък на полярната и наклонена орбита е, че спътникът непрекъснато се движи по своята орбита, така че за да се проследи позицията му, антената трябва постоянно да се настройва за приемане на сателитния сигнал. За автоматично настройване на антената спрямо позицията на сателита има специално скъпо оборудване, което е много трудно за инсталиране и последваща поддръжка.
Геостационарната орбита (наричана още екваториална) има нулево отклонение и се намира в екваториалната равнина на нашата планета. Сателит, който се движи по него, прави пълен оборот, равен на времето, необходимо на Земята да се завърти около оста си. Тоест по отношение на наземен наблюдател такъв спътник ще изглежда неподвижен в една точка.
1-Геостационарна орбита (GSO) или екваториална орбита.
2-Наклонена орбита.
3-полярна орбита.
Височина над земната повърхност на геостационарната орбита ( GSO) е равен на 35876 км, радиусът е 42241 км, а дължината (дължината) е 265409 км. Необходимо е да се вземат предвид тези параметри при изстрелването на сателит GSOи тогава ще бъде възможно да се постигне такава неподвижност по отношение на наблюдателя, намиращ се на Земята.
Това е геостационарната орбита, която се използва за изстрелване на повечето комерсиални сателити. Сателитна скорост GSOприблизително равна на 3000 m/s.
В допълнение към своите силни страни, геостационарната орбита има и слаба страна: в околополюсните региони на Земята ъгълът на терена е много малък, така че предаването на сигнал става невъзможно - поради пренасищането на геостационарната орбита, което възниква поради натрупване на няколко спътника на малко разстояние един от друг.
За сателитна телевизия, сателити, разположени на GSO, така че антената на потребителя е неподвижна. Колкото по-близо е географската ширина на север, толкова по-малко сателити можете да приемате.
Обикновено сателитната антена се настройва според две координати: азимут (отклонението на самия сателит от посоката към „Север“ и равнината на хоризонта, определено по посока на часовниковата стрелка) и кота (ъгълът между равнината на хоризонта и посоката към сателита). ).
Какво е геостационарна орбита? Това е кръгово поле, което се намира над екватора на Земята, по което се върти изкуствен спътник с ъгловата скорост на въртене на планетата около оста си. Не променя посоката си в хоризонталната координатна система, а виси неподвижно в небето. Геостационарната земна орбита (GEO) е вид геосинхронно поле и се използва за разполагане на комуникационни, телевизионни излъчвания и други спътници.
Идеята за използване на изкуствени устройства
Самата концепция за геостационарна орбита е инициирана от руския изобретател К. Е. Циолковски. В своите произведения той предлага заселването на космоса с помощта на орбитални станции. Чуждестранни учени също описват работата на космическите полета, например Г. Оберт. Човекът, който разработи концепцията за използване на орбита за комуникация, е Артър С. Кларк. През 1945 г. той публикува статия в списание Wireless World, където описва предимствата на геостационарното поле. За активната си работа в тази област, в чест на учения, орбитата получи второто си име - „Коланът на Кларк“. Много теоретици са мислили за проблема с прилагането на висококачествена комуникация. Така Херман Поточник през 1928 г. изрази идеята как могат да се използват геостационарни спътници.
Характеристики на "Clark Belt"
За да се нарече една орбита геостационарна, тя трябва да отговаря на редица параметри:
1. Геосинхронност. Тази характеристика включва поле, което има период, съответстващ на периода на въртене на Земята. Геосинхронен спътник завършва орбитата си около планетата за звезден ден, което е 23 часа, 56 минути и 4 секунди. Земята се нуждае от същото време, за да направи едно завъртане във фиксирано пространство.
2. За да се поддържа сателит в определена точка, геостационарната орбита трябва да е кръгла, с нулев наклон. Елиптично поле ще доведе до изместване или на изток, или на запад, тъй като корабът се движи по различен начин в определени точки от своята орбита.
3. „Точката на реене“ на космическия механизъм трябва да е на екватора.
4. Разположението на спътниците в геостационарна орбита трябва да бъде такова, че малкият брой честоти, предназначени за комуникация, да не води до припокриване на честотите на различни устройства по време на приемане и предаване, както и да се избягва техният сблъсък.
5. Достатъчно количество гориво за поддържане на постоянно положение на космическия механизъм.
Геостационарната орбита на сателита е уникална с това, че само чрез комбиниране на нейните параметри устройството може да остане неподвижно. Друга особеност е способността да се вижда Земята под ъгъл от седемнадесет градуса от сателитите, разположени в космическото поле. Всяко устройство улавя приблизително една трета от орбиталната повърхност, така че три механизма могат да осигурят покритие на почти цялата планета.
Изкуствени сателити
Сателити са изстреляни от много държави и компании. Първият в света изкуствен апарат е създаден в СССР и излита в космоса на 4 октомври 1957 г. Той беше наречен Спутник 1. През 1958 г. Съединените щати изстрелват втори космически кораб, Explorer 1. Първият сателит, който беше изстрелян от НАСА през 1964 г., беше наречен Syncom-3. Изкуствените устройства в повечето случаи не подлежат на връщане, но има и такива, които се връщат частично или изцяло. Те се използват за провеждане на научни изследвания и решаване на различни проблеми. И така, има военни, изследователски, навигационни спътници и други. Пускат се и устройства, създадени от служители на университета или радиолюбители.
"Точка на изправяне"
Геостационарните сателити са разположени на надморска височина от 35 786 километра. Тази надморска височина осигурява орбитален период, който съответства на периода на въртене на Земята спрямо звездите. Изкуственото превозно средство е неподвижно, поради което местоположението му в геостационарна орбита се нарича „точка на изправяне“. Зависването осигурява постоянна дългосрочна комуникация, веднъж ориентирана антената винаги ще бъде насочена към желания сателит.
Движение
Сателитите могат да бъдат прехвърлени от орбита с ниска надморска височина до геостационарна орбита с помощта на геотрансферни полета. Последните представляват елипсовидна траектория с точка на малка надморска височина и връх на височина, близка до геостационарната окръжност. Сателит, който е станал неподходящ за по-нататъшна работа, се изпраща на орбита за изхвърляне, разположена на 200-300 километра над GEO.
Височина на геостационарна орбита
Сателитът в дадено поле се държи на определено разстояние от Земята, нито се приближава, нито се отдалечава. Винаги се намира над някаква точка на екватора. Въз основа на тези характеристики следва, че силите на гравитацията и центробежната сила се балансират взаимно. Надморската височина на геостационарната орбита се изчислява с помощта на методи, базирани на класическата механика. В този случай се взема предвид съответствието на гравитационните и центробежните сили. Стойността на първото количество се определя с помощта на закона на Нютон за всемирното привличане. Индикаторът за центробежна сила се изчислява чрез умножаване на масата на спътника по центростремителното ускорение. Резултатът от равенството на гравитационната и инерционната маса е заключението, че орбиталната височина не зависи от масата на спътника. Следователно геостационарната орбита се определя само от надморската височина, на която центробежната сила е равна по големина и противоположна по посока на гравитационната сила, създадена от гравитацията на Земята на дадена височина.
От формулата за изчисляване на центростремителното ускорение можете да намерите ъгловата скорост. Радиусът на геостационарната орбита също се определя по тази формула или чрез разделяне на геоцентричната гравитационна константа на ъгловата скорост на квадрат. Дължината му е 42 164 километра. Като вземем предвид екваториалния радиус на Земята, получаваме височина, равна на 35 786 километра.
Изчисленията могат да се извършат по друг начин, въз основа на твърдението, че орбиталната височина, която е разстоянието от центъра на Земята, като ъгловата скорост на спътника съвпада с въртеливото движение на планетата, поражда линейна скорост, която е равна на първата космическа скорост на дадена надморска височина.
Скорост в геостационарна орбита. Дължина
Този индикатор се изчислява чрез умножаване на ъгловата скорост по радиуса на полето. Стойността на скоростта в орбита е 3,07 километра в секунда, което е много по-малко от първата космическа скорост по околоземния път. За да се намали скоростта, е необходимо да се увеличи орбиталният радиус повече от шест пъти. Дължината се изчислява чрез умножаване на числото Pi и радиуса, умножен по две. Това е 264 924 километра. Индикаторът се взема предвид при изчисляване на „стойките“ на сателитите.
Влияние на силите
Параметрите на орбитата, по която се върти изкуственият механизъм, могат да се променят под въздействието на гравитационни лунно-слънчеви смущения, нехомогенност на земното поле и елиптичност на екватора. Трансформацията на полето се изразява в такива явления като:
- Изместването на сателита от позицията му по орбитата към точки на стабилно равновесие, които се наричат потенциални дупки в геостационарната орбита.
- Ъгълът на наклона на полето спрямо екватора нараства с определена скорост и достига 15 градуса веднъж на 26 години и 5 месеца.
За да поддържа сателита в желаната „точка на изправяне“, той е оборудван със система за задвижване, която се включва няколко пъти на всеки 10-15 дни. По този начин, за да се компенсира увеличаването на орбиталния наклон, се използва корекция „север-юг“, а за компенсиране на дрейфа по полето се използва корекция „запад-изток“. За да се регулира пътя на сателита през целия му живот, е необходим голям запас от гориво на борда.
Системи за задвижване
Изборът на устройство се определя от индивидуалните технически характеристики на сателита. Например, химически ракетен двигател има захранване с обемно гориво и работи с дълго съхранявани компоненти с висока температура на кипене (диазотен тетроксид, несиметричен диметилхидразин). Плазмените устройства имат значително по-малка тяга, но поради продължителна работа, която се измерва в десетки минути за едно движение, те могат значително да намалят количеството гориво, изразходвано на борда. Този тип задвижваща система се използва за маневриране на сателита в друга орбитална позиция. Основният ограничаващ фактор в ресурса на апарата е запасът от гориво в геостационарна орбита.
Недостатъци на изкуствено поле
Значителен недостатък при взаимодействието с геостационарни спътници е голямото забавяне на разпространението на сигнала. Така при скорост на светлината от 300 хиляди километра в секунда и орбитална височина от 35 786 километра движението на лъча Земя-сателит отнема около 0,12 секунди, а лъчът Земя-сателит-Земя отнема 0,24 секунди. Като се вземе предвид забавянето на сигнала в оборудването и кабелните преносни системи на наземните услуги, общото забавяне на сигнала "източник-сателит-приемник" достига приблизително 2-4 секунди. Този индикатор значително усложнява използването на устройства в орбита за телефония и прави невъзможно използването на сателитни комуникации в системи в реално време.
Друг недостатък е невидимостта на геостационарната орбита от големи географски ширини, което пречи на комуникациите и телевизионните предавания в арктическия и антарктическия регион. В ситуации, когато слънцето и предаващият сателит са на една линия с приемната антена, има намаление, а понякога и пълна липса на сигнал. В геостационарни орбити, поради неподвижността на спътника, това явление се проявява особено ясно.
Доплер ефект
Това явление се състои в промяна на честотите на електромагнитните вибрации при взаимното движение на предавателя и приемника. Феноменът се изразява в промяна на разстоянието във времето, както и в движението на изкуствени превозни средства в орбита. Ефектът се проявява като ниска стабилност на носещата честота на сателита, която се добавя към хардуерната нестабилност на честотата на бордовия ретранслатор и земната станция, което усложнява приемането на сигнали. Ефектът на Доплер допринася за промяна на честотата на модулиращите вибрации, които не могат да бъдат контролирани. В случай, че в орбита се използват комуникационни спътници и директно телевизионно излъчване, това явление е практически елиминирано, тоест няма промени в нивото на сигнала в приемащата точка.
Отношението в света към геостационарните полета
Раждането на космическата орбита създаде много въпроси и международни правни проблеми. Редица комитети, по-специално Организацията на обединените нации, участват в тяхното разрешаване. Някои държави, разположени на екватора, предявиха претенции за разширяване на своя суверенитет върху частта от космическото поле, разположена над тяхната територия. Държавите заявиха, че геостационарната орбита е физически фактор, който е свързан със съществуването на планетата и зависи от гравитационното поле на Земята, така че сегментите на полето са продължение на територията на техните страни. Но подобни твърдения бяха отхвърлени, тъй като светът има принцип на неприсвояване на космическото пространство. Всички проблеми, свързани с работата на орбитите и сателитите, се решават на глобално ниво.
В този раздел ще разгледаме видовете спътникови орбити. Всички сателити се движат по елипси, като Земята е в един от фокусите. Следователно всички видове орбити са елиптични. Основното разделение на орбитите се извършва по наклон "аз"орбита и стойност на голямата полуос "а". Освен това може да се разграничи разделение според големината на ексцентричността "д"- нискоелипсовидни и високоелипсовидни орбити. Дадено е визуално представяне на промяната във външния вид на орбитата при различни стойности на ексцентричност .Класификация на спътниковите орбити по наклон
Като цяло, наклонът на орбитата на спътника е в диапазона от 0° "i" Фиг. 12). В зависимост от наклона и надморската височина на спътника над земната повърхност, положението на зоните на неговата видимост имат различни граници на ширина, а в зависимост от височината над повърхността - различните радиуси на тези зони. Колкото по-голям е наклонът, толкова по-северни ширини може да бъде видим спътникът и колкото по-висок е, толкова по-широка е зоната на видимост. Така че наклонът "аз"и главна ос "а"определи движението на лентата на видимост на спътника над земната повърхност и нейната ширина.Като цяло орбиталните параметри ще се развиват в зависимост от наклона "аз", голяма полуос "а"и ексцентричност "д".
Екваториални орбити
Екваториалната орбита е краен случай на орбита, където наклонът "аз"= 0° (виж ). В този случай прецесията и ротацията на орбитата ще бъдат максимални - съответно до 10°/ден и до 20°/ден. Широчината на лентата на видимост на сателита, който е разположен по екватора, се определя от височината му над земната повърхност. Орбити с нисък наклон "аз"често наричан "близо до екватора".Полярни орбити
Полярната орбита е вторият краен случай на орбита, когато наклонът "аз"= 90° (виж ). В този случай няма прецесия на орбитата, а въртенето на орбитата се извършва в посока, обратна на въртенето на спътника, и не надвишава 5°/ден. Подобен полярен сателит последователно преминава през всички области на земната повърхност. Ширината на лентата на видимост на спътника се определя от височината му над повърхността на Земята, но рано или късно спътникът може да се види от всяка точка. Орбити с наклон "аз", близки до 90°, се наричат „субполярни“.Слънчево-синхронни орбити
Слънчево-синхронна орбита ( MTR) е специален тип орбита, често използвана от сателити, които правят снимки на земната повърхност. Това е орбита с такива параметри, че сателитът преминава над всяка точка от земната повърхност в приблизително същото местно слънчево време. Движението на такъв спътник е синхронизирано с движението на линията на терминатора по повърхността на Земята - поради това спътникът винаги може да лети над границата на осветени и неосветени зони или винаги в осветената зона или обратно - винаги през нощта, а светлинните условия при прелитане над едни и същи точки на Земята са винаги еднакви. За да се постигне този ефект, орбитата трябва да прецесира в обратна посока на въртенето на Земята (т.е. на изток) с 360° на година, за да компенсира въртенето на Земята около Слънцето. Такива условия са изпълнени само за определен диапазон от орбитални височини и наклони - като правило това са височини от 600-800 км и наклон "аз"трябва да бъде около 98°, т.е. AES в слънчево-синхронни орбити имат обратно движение (вж. ориз. 15). С увеличаването на височината на полета на спътника трябва да се увеличи наклонът, поради което той няма да лети над полярните региони. По правило слънчево-синхронните орбити са близки до кръгови, но могат да бъдат и забележимо елиптични.
Като цяло наклонът, необходим за слънчево-синхронна орбита, е аз ssможе да се изчисли по формулата:
където "e" е ексцентрицитетът на орбитата на спътника, "a" е голямата полуос на орбитата на спътника в километри (a = h + R W, "h" е разстоянието в перигея до земната повърхност, "R W" = 6371 km е радиусът на Земята).
На Ориз. 16показва графика на необходимия наклон на орбитата на спътника, за да бъде той слънчево-синхронен - за различни стойности на ексцентрицитет "e" и перигейна височина "h" на спътника над земната повърхност.
Поради влиянието на смущенията спътникът постепенно излиза от режим на синхронизация и затова периодично трябва да коригира орбитата си с помощта на двигатели.
Класификация на спътниковите орбити по голяма полуос
Втората класификация се основава на размера на голямата полуос и по-точно на височината над земната повърхност.Сателити в ниска земна орбита (LEO).
Сателити с ниска орбита ( НОС(Руски) ориз. 17, аслушайте)) обикновено се считат за спътници с надморска височина между 160 km и 2000 km над повърхността на Земята. Такива орбити (и спътници) в англоезичната литература се наричат LEO (от английски " Лой дчл О rbit"). LEO орбитите са подложени на максимални смущения от гравитационното поле на Земята и нейната горна атмосфера. Ъгловата скорост на LEO сателитите е максимална - от 0,2°/s до 2,8°/s, орбитални периоди от 87,6 минути до 127 минути .Сателити със средна орбита (MEO)
Сателити в средна орбита ( SOS(руски), или "MEO"- от английски " М edium дчл О rbit") обикновено се считат за сателити с надморска височина от 2000 km до 35786 km над земната повърхност ( ориз. 17, б). Долната граница се определя от границата на LEO, а горната граница от орбитата на геостационарните спътници (виж по-долу). Тази зона е „населена“ главно от навигационни спътници (сателитите NAVSTAR на системата GPS летят на височина 20 200 км, сателитите на системата GLONASS - на височина 19 100 км) и комуникации, които покриват полюсите на Земята. Периодът на обръщение е от 127 минути до 24 часа. Ъглова скорост - единици и части от дъгови минути в секунда.Геостационарни и геосинхронни спътникови орбити
Геостационарни спътници ( GSS(руски), или "GSO"- от английски " Жео ссинхронен О rbit") се считат за спътници, които имат период на обиколка около Земята, равен на звезден (звезден) ден - 23 часа 56 m 4,09 s. Ако наклонът "аз"орбитите са нула, тогава такива орбити се наричат геостационарни (вж. ориз. 18, а). Геостационарните сателити летят на височина от 35 786 км над земната повърхност. защото Тъй като техният период на въртене съвпада с периода на въртене на Земята около оста си, такива спътници „висят“ в небето на едно място (виж фиг. ориз. 19). Ако наклонът "аз"не е равно на нула, тогава такива спътници се наричат геосинхронни (вж. ориз. 18, б). В действителност много геостационарни спътници имат лек наклон и са подложени на смущения от Луната и Слънцето, поради което описват фигури в небето под формата на „осмици“, издължени в посока север-юг.
 |
|
Ориз. 18. Геостационарен (а) и геосинхронен (б) спътник. |
 |
|
Ориз. Снимка 19. Изображение на GEO, неподвижни на фона на въртене на небето: 1 - Eutelsat W4 (NORAD № 26369), 2 - Eutelsat W7 (NORAD № 36101). Щрихите са следите на звездите. Взет на 06/06/2010 от точка за наблюдение Р.С. върху обектив Jupiter 36B и DSLR камера Canon 30D бяха подредени 12 кадъра със скорост на затвора от 30 s всеки. © В. Повалишев, В. Мечински. |
Ако говорим за вида на траекторията на GSS, тя се определя от стойността на наклона на наклона „i“, ексцентрицитета „e“ и аргумента на перигея „W p на спътниковата орбита (виж. ). Ако ексцентрицитетът и наклонът на орбитата са нула, тогава субсателитната точка е неподвижна и се проектира върху определена точка от повърхността на Земята. С ненулев ексцентрицитет и нулев наклон GSS „чертае“ сегмент на повърхността, движейки се от изток на запад и обратно, измествайки се от нулева позиция с не повече от ΔL max = 114,6° e, т.е. при ексцентричност e=0,01 преместването ще бъде не повече от 1,2°. Ако наклонът е различен от нула и ексцентрицитетът е нула, тогава GSS „чертае“ класическите „осмици“ - ъгловата височина 2Θ на фигурата е равна на удвоената стойност на наклона i на орбитата, максималната ширина ΔL max се изчислява по формулата 0,044 i 2 (наклонът “i” е даден в градуси). В най-общия случай, с ненулеви „i“ и „e“, GSS пистата на земната повърхност е „наклонена осмица“, ъглова височина 2Θ = i, максимална ширина ΔL max = 114,6° e и „осмица” се получава само в този случай, ако аргументът на перигея „W p” на орбитата е равен на 0° и 180°, в останалите случаи се получава по-сложна фигура – нещо средно между овал и осмица.
Както вече става ясно, противно на общоприетото схващане, GSS не „висят“ в небето точно в една точка - наклонът, ексцентричността и аргументът на перигея на орбитата на спътника определят вида и размера на доста сложни фигури от траекторията на GSS в небето. Освен това, ако сателитът не е активен, т.е. не коригира орбитата си, тя започва да се измества на фона на звездите с доста значителна скорост. Нека цитираме: „Необходимостта от коригираща система за задвижване на борда на стационарни спътници е причинена както от задачите за вкарване в стационарна орбита, така и от факта, че докато е в нея, тя постоянно претърпява редица смущения включват смущения, дължащи се на нееднородността на гравитационното поле на Земята, нарушаване на действието на гравитационните полета на Луната и Слънцето и дори налягането на светлината. Например, налягането на светлината причинява дългопериодични движения на IS3 по орбита до 100 km и височина до няколко десетки километра за сравнително лек, но голям IS3 (колкото по-голяма е масата на IS3 и колкото по-малки са неговите размери, толкова по-малко е влиянието на светлинното налягане върху неговата орбита). Земята на полюсите кара IS3 да се движи по стационарна орбита до почти 9,8 o годишно, което води до периодични смущения във височината и наклона с амплитуда до 3 km и до промени в други орбитални параметри в резултат на отклонения. земен екватор от идеален кръг ( вижте снимката по-долу - Лупус ) стационарният IS3 се измества с приблизително 3,3° по орбитата само за 2 месеца, а позицията му на надморска височина се колебае с повече от 8 km. Освен това, максималното смущение, дължащо се на екваториална компресия, се постига близо до точките на „стоящо положение“ от 30° и 20°. d., 60 o и 150 o w. г. И обратно, най-стабилните точки на „стоене” на стационарния IS3 са 75 o на север и 105 o на запад. и т.н. (за повече подробности относно стоящите точки вижте по-долу).
 |
|
Фигура 21. Формата на земния геоид според спътниковите данни GOCE. |
И от същото място: „Редица векови смущения на позицията на IS3 в стационарна орбита могат да бъдат елиминирани чрез корекция, извършена след изстрелването на IS3 в орбита, например, векови смущения на позицията в орбиталната равнина, причинени от влиянието на полярната компресия, могат да бъдат компенсирани чрез увеличаване на орбиталната височина и съответно увеличение на скоростта Въпреки това, влиянието на други смущаващи фактори остава неразрешено (особено поради екваториалната компресия на Земята), което, по-специално , почти винаги води до промяна на дължината на стационарната IS3 точка. Следователно е необходима епизодична корекция на движението на стационарната IS3, коригираща орбитата му по географска дължина на година В общия случай допустимото преместване на IS3 не трябва да надвишава 1 o -4 o, тогава е необходимо да се извършват до 6 корекции на година в точки на стабилно положение на IS3 на година."
Оказва се, че без задължителна корекция на орбитата GSS няма да може да остане на геостационарна орбита - необходима е периодична корекция. Следователно всяка GSS има резерв от гориво за корекция и когато приключи, GSS се прехвърля на орбита за изхвърляне и се изключва (виж по-долу), за да освободи близка орбита за нов сателит, а не създават опасност от сблъсък със съществуващата GSS по време на дрифт.
Понастоящем са каталогизирани повече от 16 000 космически обекта с изкуствен произход в околоземни и геостационарни орбити. От тях само около 6% са „активни“, т.е. функциониране. GSO е най-привлекателният и полезен за решаване на много научни, икономически, военни, навигационни, търговски и други проблеми. Около 80% от активните, функциониращи сателити са разположени в геостационарна орбита. Като цяло това е специална орбита, в която всеки сателит постоянно ще виси над една точка на повърхността на Земята.
От гледна точка на физиката и небесната механика, наличието на GEO може да се обясни с две причини:
Резултатът от всички сили, действащи върху небесно тяло (в нашия случай GSS) е равен на нула.
Ъгловата скорост на въртене на Земята и спътника са равни.
, (**)
където m сателит е масата на спътника, M ⊕ е масата на Земята, G е гравитационната константа и r е разстоянието от спътника до центъра на Земята или радиуса на орбитата. Големината на центробежната сила е равна на:
. (***)
От уравнения (**) и (***) можем да определим скоростта на сателита в кръгова орбита:
.
Когато ъгловата скорост на въртене на Земята и спътника е еднаква, се появява регион с уникални свойства. Такова равенство е възможно само в равнината на небесния екватор. Когато спътникът се върти извън екваториалната равнина, е невъзможно да се осигури синхронизация на въртенето на Земята и спътника. Орбиталният период на сателит около Земята T е равен на орбиталната дължина 2πr, разделена на скоростта на спътника v:
.
Когато орбиталният период T на спътника е равен на периода на въртене на Земята около собствената си ос (23 h 56 m 04 s), спътникът ще „виси“ над същия регион на Земята, а кръговата орбита лежи в този регион се нарича геостационарен.
Геостационарната орбита е с ограничен размер и лежи в равнината на екватора на Земята. Радиусът му е 42164 км от центъра на Земята. Небесните координати на геостационарен спътник в геостационарна орбита теоретично ще бъдат постоянни. Основните причини, които изкривяват кеплеровото движение на пасивен геостационарен спътник, са гравитационни смущения (несферичен геопотенциал, лунно-слънчеви смущения), а за GSS с голямо съотношение на площ към маса - също и негравитационни (светлинно налягане ) фактор. В резултат на действието на смущаващи сили се появява дрейф на спътника, променящ периода на въртене около Земята. Разликата между периода на въртене на GSS и теоретичния води до факта, че средната дължина на GSS се променя с времето: спътникът бавно се движи от запад на изток, ако периодът му на въртене около Земята е по-малък от един звезден ден , а иначе от изток на запад. Разликата между ексцентрицитета "e" и нула също води до промяна на подсателитната дължина на GSS. Има лека промяна в географската дължина (с период от около 12 часа и амплитуда, пропорционална на квадрата на ъгъла на орбиталния наклон) и ширина (с период от 24 часа и амплитуда, равна на самия наклон „i“). В резултат на това субсателитната точка описва добре познатата „осмица“ на повърхността на Земята (виж фиг. ).
 |
|
Ориз. 22. Ежедневна траектория на GSS "RAGUGA 22" (SCN: 19596). |
Резонансното влияние на надлъжните термини в разширяването на геопотенциала на Земята (хетерогенност на гравитационното поле на Земята) води до факта, че в геостационарната орбита има две стабилни позиции (точки) на равновесие с дължини 75° изток. (точка на либрация Л 1 ) и 255°E. (точка на либрацияЛ 2 ) . И две нестабилни, разположени на приблизително 90° от стабилните точки. Тези точки на либрация на GEO не трябва да се идентифицират с точките на либрация в небесната механика при решаване на проблема с "n" тялото.
Има само една геостационарна орбита около Земята. Изстрелванията на сателити към GEO започват през 1963 г. В началото на 21 век повече от 40 държави на планетата имат свои геостационарни спътници. Всяка година десетки спътници се изстрелват в GEO, а орбитата също постепенно се запълва с отработени сателити. В GSO непрекъснато се случват експлозии на отработени апарати и техните ракети-носители. Тези експлозии генерират десетки или стотици космически фрагменти, които могат да деактивират работещите устройства. Запушването на тази орбита с космически отпадъци може да доведе до необратими последици - невъзможност за стабилна работа на спътниците. Космическият отломък в GEO, за разлика от близки околоземни орбити, може да се върти около Земята в продължение на хилядолетия, заплашвайки да се сблъска с работещ космически кораб. От края на 20 век проблемът с GSO замърсяването се превърна в планетарен, мащабен екологичен проблем.
Съгласно Международната конвенция за използване на космическото пространство за мирни цели към ООН и изискванията на Международния радиокомитет (за избягване на радиосмущения със съседни GSS), ъгловото разстояние между GSS не трябва да бъде по-малко от 0,5°. По този начин, теоретично, броят на GSS, разположени на безопасно разстояние на GSO, трябва да бъде не повече от 720 броя. През последното десетилетие това разстояние между ГСС не е поддържано. Към 2011 г. броят на каталогизираните GSS вече надхвърля повече от 1500.
Геостационарните спътници обикновено се класифицират като спътници с периоди от 22 часа до 26 часа, ексцентритет „e“ не повече от 0,3 и наклони на орбиталната равнина към екваториалната равнина „i“ до 15°, но в някои източници можете да намерите по-подробна класификация и по-строги граници.
Класификацията на GSS може да се извърши по няколко критерия: по степен на „активност“, по функционално предназначение, по орбитално движение. Въз основа на първия знак всички GSS могат да бъдат разделени на 2 класа:
„Активен“ - притежаващ енергиен ресурс и управляван от команди от Земята.
„Пасивни“ са изкуствени обекти, неконтролируеми от Земята, които са изчерпали ракетното гориво и са класифицирани като космически отпадъци. Това са ракети-носители, фрагменти от етапи, които извеждат сателити в орбита, многобройни части, придружаващи изстрелването, фрагменти от спътници, образувани след експлозии на устройство в орбита или сблъсъци един с друг или с метеорни тела.
Научен.
Геодезически.
Метеорологични.
Навигационен.
Военни цели, които са разделени на няколко подкласа (оптично, радио, радарно разузнаване, предупреждение за ракетно ядрено нападение - система за ранно предупреждение).
Радиотелекомуникационни спътници (включително търговски).
Инженерство.
Сателити с висока околоземна орбита (HEO).
Сателити с висока орбита ( ВОС(руски), или "HEO"- от английски " з igh дчл О rbit") се считат за сателити, достигащи височини над 35 786 km над повърхността на Земята, т.е. летящи над геостационарни спътници (вж. Фиг.23). Орбитите могат да имат значителен ексцентрицитет (например сателити от серията Меридиан и Молния) - в този случай те се наричат силно елиптични ( WPP) и да бъде почти кръгъл (например спътникът Vela (същите спътници, на които бяха открити гама-изблици в края на 60-те години на ХХ век)).
 |
|
Ориз. 23. Орбита на вятърна електроцентрала. |
За всеки GSS сателит орбитата на погребението се изчислява отделно и минималният перигей ΔH е равен на:
, (1)
Където "° С Р " - коефициент на светлинно налягане), "С"- сателитна зона, "м"- неговата маса.
Сателитите с ниска орбита с ядрени реактори на борда имат надморска височина на заравяне на орбита от около 1000 км, където се прехвърля ядрото на ядрения реактор след приключване на експлоатацията му.
Орбитата на космическия кораб (фиг. 2.7) е неговият път в полето на централната сила, определен от влиянието на гравитацията, докато самият космически кораб се счита за безкрайно малко тяло, чиято маса е толкова малка в сравнение с масата на централно тяло, че може да се счита за привлечено от централното тяло, но не и за привличане на последното. Полето на силата на привличане обикновено се определя като гравитационно поле, създадено от хомогенно и сферично тяло. По отношение на изкуствените спътници такова тяло е Земята с нейното гравитационно поле.
Ориз. 2.7. Орбити на космическия кораб в полето на централното тяло:
1 - централно тяло;
2- силово поле на централното тяло;
3- кръгова орбита;
4 - елиптична орбита;
5 - параболична орбита; 6- хиперболична орбита
Силовото поле на централната сила е сферично симетрично и силата на привличане във всяка от неговите точки е насочена радиално към центъра на привличане (фиг. 2.7, размерът на стрелките показва нарастването на силата на гравитацията при приближаване до центъра на масата на централното тяло по закона, обратно пропорционален на квадрата на разстоянието).
От материала в Лекция 1 знаем, че тяло, движещо се в орбита около друго тяло, е подчинено на трите закона на Кеплер. В този случай ще ни интересуват само две от тях - първата и третата.
Според Първият закон на Кеплер, тяло, което се върти около Земята (в нашия случай) се движи по елипса, в един от фокусите на която е центърът на Земята (фиг. 2.8). Тук специално не споменахме, че едно тяло може да се движи по три вида орбити - елипса, хипербола и парабола. Ние се интересуваме само от периодични орбити и една от изброените е елипсата.
Ориз. 2.8. Сателитна орбита
Елементите на елипсата са показани на фиг. 2.9. F1 и F2 са фокусите на елипсата; а– голяма полуос; b– малка полуос; д– ексцентрицитет на елипсата, който се определя по следния начин:
И така, първата важна точка е, че сателитите се движат около Земята по елипси.
Според Третият закон на Кеплер, площади на периоди на революция Tсателитите са свързани като кубовете на техните големи полуоси
Ориз. 2.9. Елементи на елипса
В най-общия случай уравнението на траекторията на космическия кораб е уравнението на движението на свободно тяло в полето на централна сила, което в полярните координати има формата на уравнение на конично сечение (фиг. 2.10) :
където е параметърът на коничното сечение;
д =настолен компютър 1 – ексцентрицитет на коничното сечение;
СЪСИ СЪС 1 – интеграционни константи.
Ориз. 2.10. Движение на космическия кораб в полето на централната сила на Земята:
1 - централно тяло (Земя); 2 - орбита на космически кораб;
3 - CA; 4 - перигейна орбита; р-радиус вектор на космически кораб;
V-обща скорост; V r -радиална скорост;
V φ - напречна скорост
Уравнение (2.1) е уравнение на крива от втори ред, за което специфичната форма се определя от стойността на ексцентрицитета д= 0 за кръг, д< 1 за елипса (фиг. 2.11), e = 1 за парабола, д> 1 за хипербола.
Ориз. 2.11. Промяна на външния вид на елиптична орбита с увеличаване на стойността
ексцентричност
Крайният етап от полета на ракетата-носител е извеждането на космическия кораб в орбита, чиято форма се определя от количеството кинетична енергия, предадена на космическия кораб от ракетата-носител, т.е. стойността на крайната скорост на последния. В този случай големината на кинетичната енергия, предавана от космическия кораб, трябва да бъде в определено съотношение към големината на енергията на полето на централното тяло, което съществува на дадено разстояние rот центъра му. Тази връзка се характеризира с постоянна енергия ч, представляваща разликата между енергията на полето на централното тяло и кинетичната енергия на космическия кораб, който е в свободно движение в това поле на разстояние rот центъра му, т.е.
В зависимост от големината на ексцентрицитета дконстанта за кръг, ч< 0 для эллипса, ч= 0 за парабола и ч> 0 за хипербола.
Крайната скорост на ракетата-носител, осигуряваща извеждането на космическия кораб в орбита в гравитационното поле,
Анализ на постоянни енергийни величини ч, съответстващи на различни форми на орбитата на космическия кораб, а зависимостта (2.3) ни позволява да установим стойностите на крайните скорости на ракетата-носител, осигуряващи полета на космическия кораб в гравитационното поле в определена орбита.
Крайната скорост на ракетата-носител трябва да бъде равна на изстрелването на космическия кораб в кръгова орбита, - до елиптичен, - към параболичен и - до хиперболично.
Прилага се към кръгови орбити със стойности r, близо до радиуса на Земята Р= 6371 км, крайна скорост на ракетата носител за извеждане на космическия кораб в кръгова орбита V 0 ~ 7900 m/s. Това е така наречената първа евакуационна скорост. За елиптични орбити, крайни скорости Vъъъ = 7 900 ... 11 200 m/s.
Космическите кораби, движещи се по кръгови и елиптични орбити, са в полето на гравитацията и имат ограничен живот. Наличието на атмосферни остатъци и други частици материя води с течение на времето до намаляване на скоростта на космическите кораби, придадена им от ракетата носител, а спирането в силовото поле на Земята причинява навлизането им в плътните слоеве на атмосферата и унищожаването им. Основният фактор, определящ живота на космически кораб в кръгови и елиптични орбити, е надморската височина на първия и височината на перигея на втория, където се получава основното забавяне.
От енергийна гледна точка полетът на космически кораб по парабола се характеризира с така наречената втора изходна скорост, равна на V p ≈ 11 200 m/s, което ви позволява да преодолеете гравитацията. Движението по парабола спрямо Земята е възможно само при липса на каквито и да е ударни сили, различни от силата на гравитацията.
Хиперболичните орбити се характеризират със скорости V g > 11 200 m/s, сред които представлява интерес т. нар. трета евакуационна скорост, равна на V g ≈ 16 700 m/s, е най-ниската начална скорост, с която космическият кораб може да преодолее не само земната, но и слънчевата гравитация и да напусне Слънчевата система.
Хиперболичните орбити в теорията на космическите полети възникват, когато космически кораб преминава от гравитационното поле на едно централно тяло към гравитационното поле на друго, докато космическият кораб сякаш излиза от една гравитационна зона и навлиза в друга.
По правило ракетите носители придават на космическия кораб само първата изходна скорост и го изстрелват в кръгова или елиптична орбита. Постигането на втора и трета космически скорости е по-изгодно поради енергията на самия космически кораб, тръгвайки в този случай от референтната орбита на спътника.
Параболична траектория- в астродинамиката и небесната механика, кеплерова орбита, чийто ексцентриситет е равен на 1. Ако тялото се отдалечи от привличащия център, такава орбита се нарича орбита на бягство, ако се приближи, се нарича орбита на улавяне. Понякога такава орбита се нарича орбита С 3 = 0(вижте Характерна енергия).
При стандартни предположения, тяло, което се движи в орбита на изход, ще се движи по парабола до безкрайност, докато скоростта спрямо централното тяло ще клони към нула. Така въртящото се тяло няма да се върне към централното. Параболичните траектории са орбити за минимално освобождаване на енергия, разделящи хиперболичните траектории от елиптичните орбити.
Скорост
При стандартни допускания, орбиталната скорост ( v (\displaystyle v\,)) на тяло, движещо се по параболична траектория, може да се изчисли като
v = 2 μ r , (\displaystyle v=(\sqrt (2\mu \над (r))),)Във всяка точка на параболичната траектория тялото се движи със скорост на изход за дадена точка.
Ако едно тяло има скорост на бягство спрямо Земята, тогава тази скорост няма да е достатъчна, за да напусне слънчевата система, следователно, въпреки че орбитата близо до Земята ще има параболичен вид, но на по-голямо разстояние от Земята орбитата ще се превръщат в елипсовидна орбита около Слънцето.
скорост на тялото ( v (\displaystyle v\,)) в параболична орбита е свързана със скоростта в кръгова орбита, чийто радиус е равен на дължината на радиус-вектора, свързващ тялото в орбитата с централното тяло:
v = 2 ⋅ v o , (\displaystyle v=(\sqrt (2))\cdot v_(o),)Където v o (\displaystyle v_(o)\,)- орбитална скорост на тялото в кръгова орбита.
Уравнение на движението
При стандартни предположения, за тяло, движещо се по параболична орбита, орбиталното уравнение приема формата
r = h 2 μ 1 1 + cos ν , (\displaystyle r=((h^(2)) \над (\mu ))((1) \над (1+\cos \nu )),)Енергия
Енергия на тяло по параболична траектория ( ϵ (\displaystyle \epsilon \,)), за единица маса на дадено тяло, е равно на нула, следователно законът за запазване на енергията за дадена орбита има формата
ϵ = v 2 2 − μ r = 0 , (\displaystyle \epsilon =(v^(2) \over 2)-(\mu \over (r))=0,)Това равенство е напълно еквивалентно на нулевата характерна енергия:
C 3 = 0. (\displaystyle C_(3)=0.)Уравнение на Баркър
Уравнението на Баркър свързва времето на движение с истинската аномалия на точка на параболична траектория:
T − T = 1 2 p 3 μ (D + 1 3 D 3) , (\displaystyle t-T=(\frac (1)(2))(\sqrt (\frac (p^(3))(\mu ) ))\left(D+(\frac (1)(3))D^(3)\right),)
По-общо, интервалът от време между две позиции на тяло в орбита може да се изрази, както следва: t f − t 0 = 1 2 p 3 μ (D f + 1 3 D f 3 − D 0 − 1 3 D 0 3) . (\displaystyle t_(f)-t_(0)=(\frac (1)(2))(\sqrt (\frac (p^(3))(\mu )))\left(D_(f)+ (\frac (1)(3))D_(f)^(3)-D_(0)-(\frac (1)(3))D_(0)^(3)\вдясно).)
Уравнението може да бъде написано по различен начин по отношение на перицентричното разстояние в случай на параболична траектория r p = p/2:
T − T = 2 r p 3 μ (D + 1 3 D 3) . (\displaystyle t-T=(\sqrt (\frac (2r_(p)^(3))(\mu )))\left(D+(\frac (1)(3))D^(3)\right). )
A = 3 2 μ 2 r p 3 (t − T) , (\displaystyle A=(\frac (3)(2))(\sqrt (\frac (\mu )(2r_(p)^(3))) )(t-T),)радиална траектория, при която относителната скорост на два обекта винаги е равна на скоростта на бягство. Има два случая: телата се отдалечават едно от друго или се приближават.
Зависимостта на позицията от времето има доста проста форма:
r = (4,5 μ t 2) 1 / 3 , (\displaystyle r=(4,5\mu t^(2))^(1/3)\!\,)Във всеки един момент средната скорост оттогава е 1,5 пъти текущата скорост.
Да направя момента t = 0 (\displaystyle t=0\!\,)съответства на контакта на орбитиращото тяло с повърхността на централното тяло, може да се приложи времево изместване; например за Земята (и други сферично симетрични тела със същата средна плътност) като централното тяло, трябва да приложите времево изместване, равно на 6 минути 20 секунди.