Pagina principală a Enciclopediei utile

Calcularea orbitei satelitului pământ artificial.

Traiectoria mișcării prin satelit este numită orbită. În timpul zborului liber al satelitului, când motoarele sale cu jet de bord sunt oprite, mișcarea apare sub influența forțelor gravitationale și a inerției, forța principală fiind atracția Pământului.

Dacă presupunem un pământ sferic strict, ca și câmpul gravitațional al acțiunii Pământului - singura forță care acționează asupra satelitului, mișcarea prin satelit este supusă anumitor legi ale lui Kepler: ea are loc într-un (spațiu absolut) plan fix care trece prin centrul Pământului, - planul orbital; orbita este eliptică (figura 3.1) sau circumferențială (un caz special al unei elipse).

Când se deplasează satelitul, energia mecanică totală (cinetică și potențială) rămâne neschimbată, astfel încât atunci când satelitul este îndepărtat de pe Pământ, viteza mișcării sale scade.

Ecuația orbitei eliptice a unui satelit în sistemul de coordonate polare este dată de

În cazul punctului orbitei perigeu eliptica numit punctul de orbita care corespunde valoarea cea mai mică a vectorul r raza = rp, punctul apogee - (. Figura 3.2) un punct care corespunde celei mai mari valoarea lui r = ra.

Pământul se află într-unul dintre punctele focale ale elipsei. Cantitățile care intră în formula (3.1) sunt legate de relațiile:

Distanța dintre focare și centrul elipsei este ae, adică proporțională cu excentricitatea. Înălțimea satelitului de deasupra suprafeței Pământului

unde R este raza Pământului. Linia de intersecție a planului orbitei cu planul ecuatorului (a - a din figura 3.1) se numește linia nodului, unghiul i între planul orbitei și planul ecuatorului - înclinația orbitei. Prin înclinare există orbite înclinate ecuatoriale (i = 0 °), polar (i = 90 °), (0 °

Orbita satelitului este caracterizată și longitudine apogee d - longitudinea punctului sub-satelit (punctul de intersecție al vectorului razei la suprafața pământului) în momentul trecerii apogeului prin satelit și circulația perioadei T (timp între două treceri succesive ale aceluiași punct al orbitei).

Pentru sistemele de comunicații și de radiodifuziune, este necesar să existe o vizibilitate directă între satelit și stațiile de sol respective în timpul unei sesiuni de comunicare cu o durată suficientă. Dacă sesiunea nu este non-stop, atunci este convenabil ca aceasta să fie repetată în fiecare zi în același timp. Prin urmare, se preferă orbite sincrone cu o perioadă orbitală egală sau mai mult decât timpul de rotație al Pământului în jurul axei, adică pe o zi de zi (23 ore 56 minute 4 secunde).

Utilizarea pe scară largă a găsit o orbită eliptică ridicată, cu o perioada orbitala de 12 ore, atunci când sistemele de rafturi strat și comunicare folosite în sateliți „Lightning“ (perigeu altitudine de 500 km, apogee -. 40000 km). Mișcarea de satelit la o altitudine mare - în zona apogeului - încetinește, iar câmpul perigeu, situat deasupra emisferei sudice a Pământului, trece prin satelit foarte repede. Zona de vizibilitate a satelitului pe orbita tipului "Molniya" pe o mare parte a bobinei datorita inaltimii considerabile este mare. Este situat în emisfera nordică și, prin urmare, este convenabil pentru țările nordice. Întreținerea întregului teritoriu al fostei URSS de către unul dintre sateliți este posibilă pentru cel puțin 8 ore, prin urmare, trei sateliți care se înlocuiesc reciproc au fost suficienți pentru munca pe întreaga durată. În prezent, pentru pauzele de eliminare a comunicațiilor și de radiodifuziune, simplifica antena de stații terestre de sisteme pe sateliți și alte beneficii operaționale ale tranziției la utilizarea orbita geostaționară (GEO) sateliții de indicare.

Orbita sateliți geostaționari - o circulară (excentricitate e = 0), ecuatorial (înclinarea i = 0 °), orbita sincronă cu o perioada orbitala de 24 ore, cu mișcarea satelitului în direcția est.

Orbit GSO în 1945, a calculat și a propus să utilizeze pentru sateliții de comunicații inginerul englez Arthur Clark, care a fost ulterior cunoscut ca scriitor de science fiction. În Anglia și în multe alte țări, orbita geostaționară se numește centura Clark (Figura 3.3).

Orbita are forma unui cerc situat în planul ecuatorului pământului cu o înălțime deasupra suprafeței Pământului de 35.786 km. Direcția de rotație a satelitului coincide cu direcția rotației diurne a Pământului. Prin urmare, pentru un observator terestru, satelitul pare să fie staționar la un anumit punct al emisferei celeste.

Orbita geostaționară este unică prin faptul că nici o altă combinație de parametri nu poate realiza imobilitatea unui satelit în mișcare liberă față de observatorul terestru. Este necesar să menționăm câteva avantaje ale sateliților geostaționari. Comunicarea se desfășoară în mod continuu, non-stop, fără tranziții (prin satelit);

pe antenele stațiilor terestre sunt simplificate, iar pe unele sisteme de monitorizare automată prin satelit chiar excluse;

mecanismul de antrenare (mișcare) a antenelor de transmisie și de recepție este facilitat, simplificat, mai economic; A fost obținută o valoare mai stabilă a atenuării semnalului pe pista Pământ-Cosmos; o zonă de vizibilitate a satelitului geostaționar de aproximativ o treime din suprafața pământului; trei sateliți geostaționari sunt suficienți pentru a crea un sistem global de comunicații; Există (sau devine foarte mică) o schimbare de frecvență datorată efectului Doppler.

Efectul Doppler este un fenomen fizic, constând în schimbarea frecvenței oscilațiilor electromagnetice de înaltă frecvență atunci când transmițătorul și receptorul sunt reciproc mutate. Efectul Doppler este explicat prin schimbare

distanta de timp neniem. Acest efect poate apărea și atunci când satelitul se mișcă pe orbită. Pe liniile de comunicare prin satelitul strict geostaționar, schimbarea Doppler nu are loc, pe sateliții geostaționari reali - nu este foarte semnificativă, iar pe orbitele circulară eliptice sau alungite puternic, poate fi semnificativă. Efectul se manifestă prin instabilitatea frecvenței purtătoare a oscilațiilor prin satelit, care se adaugă la instabilitatea hardware a frecvenței care apare în echipamentul repetorului în aer și al stației terestre. Această instabilitate poate complica semnificativ recepția semnalelor, ceea ce duce la o scădere a recepției imunității la zgomot.

Din păcate, efectul Doppler contribuie la o schimbare în frecvența oscilațiilor modulate. Această comprimare (sau extinderea) spectrului semnalului transmis nu poate fi controlată prin metode hardware, astfel încât, dacă schimbarea de frecvență depășește limitele permise (de exemplu, 2 Hz pentru unele tipuri de echipamente de divizare a frecvenței), atunci canalul este inacceptabil.

Influența semnificativă asupra proprietăților canalelor de comunicație este de asemenea cauzată de întârzierea semnalului radio în timpul propagării acestuia de-a lungul liniei Pământ-Pământ-Pământ.

La transmiterea simplex (one-way) comunicații (programe de televiziune, suport strat de sunet și alte mesaje discrete (intermitent), această întârziere nu este resimțită de către utilizator. Cu toate acestea, în cazul în care un duplex (în ambele sensuri) întârziere comunicarea câteva secunde este deja vizibil. De exemplu, unda electromagnetica de pe Pământ la orbita geostaționară și înapoi „călătorește“ 2. 4 s (având în vedere întârzierea de semnal în comunicații prin satelit) și echipamente terestre. în acest caz, nu are nici un sens pentru a transmite semnale de sincronizare precise.

Producția unui satelit geostaționar în orbită este de obicei efectuată de o rachetă în mai multe etape printr-o orbită intermediară. O rachetă modernă de transport este o navă spațială complexă care este propulsată de puterea reactivă a unui motor cu rachete.

Structura vehiculului de lansare include o rachetă și cap de unități. Unitatea Rocket este o parte autonomă cu elemente de propulsie compartimentului de combustibil pentru rachete compozit și etapele de separare a sistemului. Unitatea de control include un carenaj sarcina utilă și protejarea structurii din forța de curgere a aerului prin satelit și influențele termice în timpul zborului în atmosferă și servește pentru montarea pe suprafețele interioare ale elementelor care sunt implicate în curs de pregătire pentru lansare, dar nu funcționează în timpul zborului. Structura principală Capota facilitează satelitul și este un element pasiv, care elimină necesitatea de ieșire la post-rapel straturile dense ale atmosferei în cazul în care acesta este resetat. nave spațiale sarcină utilă constă dintr-un echipament de releu de comunicare și de radiodifuziune, sisteme de telemetrie radio prin satelit corespunzătoare de locuințe cu toate sistemele auxiliare și de sprijin.

Principiul de acțiune al unei rachete de rapel multistage de unică folosință este după cum urmează: în timp ce prima etapă funcționează, celelalte pot fi luate în considerare împreună cu sarcina utilă reală ca sarcina utilă a primei etape. După separare, cel de-al doilea începe să lucreze, care împreună cu pașii ulteriori și cu adevăratul încărcătură utilă formează o nouă rachetă independentă. Pentru a doua etapă, toate ulterioare (dacă este cazul), împreună cu adevărata sarcina utilă a juca rolul de sarcină utilă, și așa mai departe, așa mai departe. E. Zborul este caracterizat prin mai multe etape, fiecare dintre acestea este ca o piatră de temelie pentru mesajul vitezei inițiale de către un alt rachete cu o singură treaptă în cadrul compoziția sa. În acest caz, viteza inițială a fiecărei rachete ulterioare într-o singură etapă este egală cu viteza finală a celei anterioare. Respingerea primei etape și a etapelor ulterioare ale purtătorului se efectuează după o ardere completă a combustibilului în sistemul de propulsie.

Calea pe care vehiculul de lansare este supusă la lansarea unui satelit artificial pe orbită este denumită calea de zbor. Se caracterizează prin locații active și pasive. Partea activă a zborului este durata de desfășurare a stațiilor de transport cu motoarele de rulare, secțiunea pasivă este zborul blocurilor de rachete utilizate după separarea lor de racheta purtătoare.

Transportatorul, pornește vertical (secțiunea 1, situat la o altitudine de 185,250 km), apoi părăsește curbilinia

regiunea activă 2 într-o direcție spre est. În această secțiune, prima etapă asigură o scădere treptată a unghiului de înclinare a axei sale în raport cu orizontul local. Loturile 3 și 4 - situri respectiv activi de zbor a doua și a treia etapă, 5 - sateliți de orbită, 6, 7 - pasivi blocuri de zbor porțiuni de rachete ale primei și a doua etapă (Figura 3.4.).

La lansarea sateliților în orbita corespunzătoare, timpul și locul lansării vehiculului de lansare joacă un rol important. Se estimează că este mai avantajos să se localizeze cosmodromul cât mai aproape posibil de ecuator, deoarece în timpul accelerației în direcția de est, rapelul primește o viteză suplimentară. Această viteză este numit circumferențială locul de lansare vk viteză, t. E. Viteza de mișcare a Pământului în jurul axei datorită rotației diurn a planetei.

adică este egal cu 465 m / s la ecuator și 316 m / s la latitudinea cosmodromului Baikonur. În practică, acest lucru înseamnă că un satelit mai greu poate fi lansat din ecuator cu aceeași rachetă purtătoare.

Etapa finală a zborului cu rachetă purtătoare este extracția satelitului pe o orbită, a cărei formă este determinată de energia cinetică raportată de către satelit către rachetă, adică de viteza finită a purtătorului. În cazul în care satelitul comunică suficientă energie pentru a-l la ieșire racheta purtătoare GSO trebuie să scrie la punctul de îndepărtat de pe pământ la 35,875 km, iar el atunci când această rată de 3075 m / s informeze.

Viteza orbitală a unui satelit geostaționar este ușor de calculat. Înălțimea GSO deasupra Pământului 35,786 km, GSO 6366 km în rază mai mare (raza medie a Pământului), m. E. 42,241 km. Înmulțind valoarea razei GSO cu 2n (6.28), obținem circumferința ei - 265 409 km. Dacă vom împărți pe zile durată în secunde (86 400), obținem viteza orbitala prin satelit - medie 3,075 km / sec sau 3075 m / s.

De obicei, lansarea satelitului de către o rachetă purtătoare este efectuată în patru etape: lansarea în orbita inițială; intrarea pe orbită a "așteptării" (orbita de parcare); trecerea la o orbită de tranziție; ieșire către orbita finală (Figura 3.5). Cifrele corespund următoarelor etape ale ieșirii prin satelit a GSO: 1 - orbita inițială de tranziție; 2 - primul

includerea unui motor apogee pentru a intra pe orbita intermediară de tranziție; 3 - determinarea poziției pe orbită;

4-a doua includere a motorului apogee pentru atingerea orbitei de derivație inițiale; 5 - reorientarea planului orbital și corectarea erorilor; 6 - orientare perpendiculară pe plan orbital și corecție de eroare; 7 -

opriți platforma satelitului, desfaceți panourile, desfaceți complet racheta; 8 - extinderea antenelor, includerea unui girosabilizator; 9 - stabilizarea situației: orientarea antenelor la punctul dorit al Pământului, orientare solară la soare, includerea de releu la bord, precum și stabilirea modul de funcționare nominal.

Partenerii noștri

Articole similare

• Producție - primăvară - o enciclopedie mare de petrol și gaze, articol, pagina 1

• Evenimentele de broderie - călătoria georgiei de pe pagina principală

• Ordonanța inițială este o enciclopedie mare de petrol și gaze, articol, pagina 1

Trimiteți-le prietenilor: