Kami jarang memikirkan bagaimana pergerakan di angkasa dekat Bumi diatur. Sebagai contoh, bahawa dari Bumi ke stesen angkasa hanya satu jarak jauh, kurang daripada dari Moscow ke St. Petersburg, dan isyarat yang diterima oleh hidangan satelit telah menempuh jarak yang lebih jauh daripada purata perjalanan kereta dalam tempoh lima tahun. Di samping itu, setiap pelancaran didahului oleh reka bentuk orbit yang teliti di mana peranti akan bergerak di angkasa lepas. Orbit yang kita pilih

Apabila pada tahun 1961, pakar dari Korolev OKB-1 mula mencipta satelit komunikasi Soviet pertama, Molniya-1, untuk sistem televisyen Orbita, mereka berhadapan dengan masalah memilih orbit sasaran untuk idea mereka. Pada pandangan pertama, orbit geostasioner pada ketinggian 36 ribu kilometer nampaknya paling berkesan. Satelit yang terletak di atasnya berada dalam jarak penglihatan terus sepanjang masa untuk kira-kira 1/3 permukaan Bumi. Walau bagaimanapun, dari orbit sedemikian adalah mustahil untuk menyediakan komunikasi di latitud tinggi dan penyiaran televisyen di Far North. Di samping itu, Kesatuan Soviet kemudiannya tidak mempunyai pembawa untuk melancarkan satelit berat ke orbit geostasioner.

Penyelesaian ditemui oleh ahli balistik yang menghasilkan orbit di mana satelit komunikasi boleh dilancarkan oleh roket yang sudah dalam pembangunan. Ia adalah orbit yang sangat memanjang dengan ketinggian minimum (perigee) 500 kilometer dan ketinggian maksimum (apogee) 40,000 kilometer. Tempoh orbit ialah 12 jam, dan mengikut undang-undang mekanik cakerawala, satelit menghabiskan sebahagian besar masa di rantau apogee. Kecondongan orbital (63.4°) dipilih supaya dalam tempoh ini satelit dapat dilihat dari kebanyakan wilayah USSR. Keadaan yang menggalakkan untuk komunikasi berlangsung selama lapan jam, selepas itu satelit pergi ke seberang Bumi, dan pada orbit seterusnya apogee melepasi Amerika Utara. Sekali lagi ia tersedia untuk siaran semula televisyen hanya selepas 16 jam.

Satelit komunikasi Molniya-1 telah berjaya dilancarkan ke orbit ini pada percubaan ketiga pada 23 April 1965, dan keesokan harinya sesi komunikasi angkasa pertama di Kesatuan Soviet berlaku antara Moscow dan Vladivostok. Untuk penyiaran televisyen sepanjang masa, tiga satelit Molniya perlu disimpan di angkasa pada masa yang sama, dan antena kompleks perlu dibina di Bumi. "Cermin" parabola besar menjejaki trajektori rumit satelit di langit: ia dengan cepat naik di barat, naik ke puncak, menyeberanginya, kemudian mula bergerak ke arah yang bertentangan, berpusing semula dan, memecut, turun ke ufuk timur. Satu lagi faktor yang merumitkan ialah perubahan ketara dalam kelajuan apabila bergerak di sepanjang orbit yang memanjang, akibatnya, disebabkan oleh kesan Doppler, kekerapan isyarat yang diterima di Bumi sentiasa berubah.

Trajektori yang dipilih untuk satelit komunikasi Soviet yang pertama kemudiannya dipanggil orbit Molniya. Perkembangannya dengan kemunculan roket yang lebih berkuasa menjadi orbit Tundra yang sangat elips dengan perigee 500 kilometer, apogee 71,000 dan tempoh orbit selama 24 jam. Orbit dengan tempoh sedemikian dipanggil geosynchronous, kerana, bergerak di sepanjang mereka, kapal angkasa sentiasa melepasi puncaknya ke kawasan yang sama di Bumi. Kecekapan menggunakan satelit di orbit Tundra meningkat dengan ketara, kerana ia boleh melayani kawasan terpilih selama lebih daripada 12 jam pada setiap orbit, dan dua peranti sudah cukup untuk mengatur komunikasi sepanjang masa. Walau bagaimanapun, peralatan darat kekal kompleks kerana satelit geosynchronous sentiasa menukar kedudukannya di langit dan perlu dipantau.

Berlegar di langit

Peralatan penerimaan dipermudahkan secara radikal jika satelit kekal pegun berbanding Bumi. Daripada keseluruhan set orbit geosynchronous, ini dicapai hanya dalam satu bulatan, terletak betul-betul di atas khatulistiwa (kecondongan 0°). Orbit ini dipanggil geostasioner kerana di dalamnya satelit kelihatan berlegar di atas titik terpilih di khatulistiwa pada ketinggian 35,786 kilometer.

Amerika adalah yang pertama melancarkan satelit geostasioner, tetapi mereka tidak berjaya serta-merta. Dua percubaan pertama pada tahun 1963 berakhir dengan kegagalan, dan hanya pada 10 September 1964, satelit Sincom-3 masuk ke orbit geostasioner. Adalah menarik bahawa dia dilancarkan ke angkasa pada 19 Ogos, dan selama hampir sebulan, dengan bantuan enjinnya sendiri, dia merangkak ke tempat berdiri yang dipilih untuknya. Satelit geostasioner domestik pertama, Raduga-1, dilancarkan hanya pada 22 Disember 1975. Sejak itu, GEO sentiasa diisi semula, dan hari ini terdapat lebih daripada 400 satelit terletak di atasnya dan 600 kenderaan lain bergerak berhampirannya.

Tegasnya, disebabkan oleh pelbagai gangguan dan kesilapan dalam penempatan, satelit geostasioner tidak "bergantung" sepenuhnya tidak bergerak di atas khatulistiwa, tetapi membuat pergerakan berayun relatif kepada titik pegunnya. Apabila diunjurkan ke permukaan bumi, trajektorinya menyerupai angka lapan kecil. Di samping itu, disebabkan oleh gangguan graviti, peranti boleh "hanyut" di sepanjang orbitnya. Untuk kekal pada titik pegun yang dipilih dan tidak meninggalkan sasaran antena berasaskan tanah, peranti mesti sentiasa melaraskan orbitnya. Untuk tujuan ini, terdapat rizab bahan api di atas kapal. Hayat perkhidmatan satelit geopegun kadangkala bergantung padanya.

Pembinaan geometri mudah menunjukkan bahawa pada latitud di atas 81°, satelit geopegun berada di bawah ufuk, yang bermaksud bahawa komunikasi dengan bantuan mereka di kawasan kutub adalah mustahil. Dalam amalan, komunikasi mudah alih melalui satelit geopegun dihadkan kepada latitud 65-70°, dan komunikasi tetap - 70-75°. Komunikasi melalui GSO mempunyai satu lagi kelemahan yang serius. Dalam perjalanan ke satelit dan belakang, isyarat radio bergerak lebih daripada 70 ribu kilometer, menghabiskan seperempat saat di atasnya. Dengan mengambil kira masa yang diperlukan untuk memproses isyarat dan menghantarnya melalui talian darat, kelewatan boleh melebihi setengah saat dengan ketara. Akibatnya, perkhidmatan Internet melalui satelit bertindak balas perlahan-lahan, dan komunikasi telefon menjadi tidak selesa, memandangkan alat "pembatalan gema" moden tidak boleh sentiasa mengatasi kelewatan yang besar. Untuk menghilangkan kekurangan ini, adalah perlu untuk mengurangkan ketinggian satelit.

Unsur orbit

Perkataan "orbit" dalam bahasa Latin bermaksud "track" atau "jalan". Orbit dekat Bumi dicirikan oleh beberapa parameter: ketinggian terendah dan tertinggi (perigee dan apogee, yang juga menentukan tempoh orbital), kecenderungan (sudut antara satah orbit dan satah khatulistiwa bumi), longitud daripada nod menaik, yang menentukan "ke arah mana" (sekitar garisan dalam satah khatulistiwa) orbit dicondongkan, dan hujah perigee, yang menunjukkan bagaimana orbit elips diputar dalam satahnya sendiri. Gangguan graviti dari planet lain, tekanan sinaran suria, bentuk bukan sfera Bumi, medan magnet dan atmosferanya membawa kepada fakta bahawa orbit satelit boleh berubah dengan ketara dari semasa ke semasa. Oleh itu, semasa operasi satelit, pengukuran trajektori kerap dilakukan, dan, jika perlu, orbitnya diselaraskan.

Buruj Iridium

Sistem satelit komunikasi komersial dan kerajaan sedang dibentuk dalam orbit yang agak rendah. Secara teknikal, trajektori ini tidak boleh dipanggil mudah untuk komunikasi, kerana satelit di atasnya kelihatan pada kebanyakan masa rendah di atas ufuk, yang menjejaskan kualiti penerimaan secara negatif, dan di kawasan pergunungan boleh menjadikannya mustahil. Oleh itu, semakin rendah orbit, semakin banyak satelit yang sepatutnya ada dalam sistem. Jika tiga satelit mencukupi untuk sistem komunikasi global di GSO, maka dalam orbit ketinggian sederhana (5000-15,000 kilometer) dari 8 hingga 12 kapal angkasa diperlukan. Dan untuk ketinggian 500-2000 kilometer, lebih daripada lima puluh satelit diperlukan.

Namun, menjelang akhir 1980-an, prasyarat telah dibangunkan untuk pelaksanaan sistem komunikasi orbit rendah. Pertama, ia menjadi semakin sesak untuk satelit di GEO. "Ruang letak kereta" di orbit ini tertakluk kepada pendaftaran antarabangsa, dan satelit bersebelahan tidak seharusnya beroperasi pada frekuensi radio yang sama supaya tidak mengganggu antara satu sama lain. Kedua, kemajuan dalam bidang elektronik radio telah memungkinkan untuk mencipta satelit yang murah (dan yang paling penting, ringan) dengan keupayaan yang agak luas. Roket yang mampu melancarkan hanya satu satelit komunikasi besar ke orbit geostasioner boleh membuang keseluruhan "pek" peranti sedemikian ke orbit rendah. Ketiga, berakhirnya Perang Dingin dan proses pelucutan senjata mengeluarkan ratusan peluru berpandu balistik antara benua yang boleh digunakan untuk melancarkan satelit kecil pada harga murah. Dan akhirnya, pada tahun-tahun inilah permintaan untuk komunikasi mudah alih, yang dicirikan oleh penggunaan antena omnidirectional berkuasa rendah yang "tidak mencapai" GSO, mula berkembang dengan pesat. Semua faktor ini menjadikan pelancaran walaupun sejumlah besar satelit orbit rendah yang murah lebih menguntungkan daripada mencipta buruj beberapa satelit geopegun berat.

Antara sistem komunikasi orbit rendah pertama ialah Orbcomm (AS) dan Gonets (Rusia). Mereka tidak menyediakan penghantaran suara, tetapi bertujuan untuk menghantar mesej teks dan mengumpul maklumat daripada pelbagai penderia, seperti penderia meteorologi. Hari ini, Orbcomm menyertakan 29 satelit seberat 42 kilogram dalam orbit pada ketinggian 775 kilometer. Sistem Messenger pada mulanya hanya mengandungi 6 satelit, itulah sebabnya masa penghantaran mesej boleh mengambil masa beberapa jam. Kini ia sedang menjalani satelit generasi ketiga, bilangan peranti operasi telah mencecah sembilan, tetapi pada masa hadapan ia perlu ditingkatkan kepada 45 - sembilan setiap satu dalam lima orbit hampir kutub (kecondongan 82.5°) pada ketinggian 1500 kilometer.

Orbit kutub adalah yang melepasi kutub Utara dan Selatan Bumi, iaitu, ia terletak berserenjang dengan khatulistiwa. Mana-mana bahagian permukaan bumi secara berkala jatuh ke dalam bidang pandangan satelit di orbit kutub. Jika anda menggunakan beberapa orbit sedemikian, berpaling pada sudut antara satu sama lain, dan melancarkan beberapa satelit dalam setiap satu pada jarak yang sama, anda boleh terus meninjau seluruh permukaan Bumi. Beginilah cara rangkaian telefon satelit Iridium berfungsi. Ia menggunakan orbit kutub dengan kecondongan 86.4° dan ketinggian 780 kilometer. Pada mulanya, mereka menempatkan 77 satelit, yang mana nama sistem itu berasal: iridium - unsur ke-77 Jadual Berkala Mendeleev. Bagaimanapun, sembilan bulan selepas pelancaran, pada November 1998, Iridium telah muflis. Harga panggilan, mencecah sehingga tujuh dolar seminit, terbukti terlalu tinggi untuk pengguna, sebahagiannya kerana sistem Iridium menyediakan komunikasi yang benar-benar global - dari kutub ke kutub. Sistem GlobalStar, yang dilancarkan sedikit kemudian, demi ekonomi, menggunakan bukannya orbit kutub dengan kecondongan 52°, yang mengehadkan komunikasi kepada selari ke-70 (kira-kira di latitud Yamal). Tetapi 48 satelit cukup untuk operasi (ditambah empat yang ganti), dan kos komunikasi pada tahun 1999 yang sama tidak lebih daripada dua dolar seminit.

Satelit Iridium sudah bersedia untuk dideorbit dan dibakar di lapisan atmosfera yang padat apabila keseluruhan sistem dibeli oleh Jabatan Pertahanan AS. Sehingga hari ini, Iridium kekal sebagai satu-satunya sistem komunikasi satelit yang menyediakan perkhidmatan telefon berterusan di seluruh dunia. Sebagai contoh, sejak 2006, ia telah menyediakan sambungan Internet kekal ke stesen kutub Amundsen-Scott di Kutub Selatan. Kelajuan sambungan ialah 28.8 kilobit sesaat, serupa dengan modem telefon lama.

Penggunaan ruang berhampiran Bumi

Untuk anggaran pertama, orbit satelit dibahagikan kepada rendah (sehingga 2000 kilometer dari Bumi), sederhana (di bawah orbit geopegun) dan tinggi. Penerbangan berawak dilakukan tidak lebih tinggi daripada 600 kilometer, kerana kapal angkasa tidak boleh memasuki sabuk radiasi yang mengelilingi planet kita. Proton bertenaga dari tali pinggang sinaran dalam menimbulkan bahaya kepada kehidupan angkasawan. Keamatan maksimum sinaran dicapai pada ketinggian kira-kira 3000 kilometer, yang dielakkan oleh semua kapal angkasa. Tali pinggang elektronik luaran tidak begitu berbahaya. Maksimumnya terletak di antara zon navigasi dan satelit geopegun. Satelit yang beroperasi dalam orbit elips yang sangat memanjang biasanya meningkat lebih tinggi. Ini adalah, sebagai contoh, Balai Cerap X-ray Chandra (AS), yang memerhati jauh dari tali pinggang sinaran untuk mengelakkan gangguan, dan balai cerap Radioastro Rusia masa depan, data yang lebih tepat semakin jauh jarak dari sepasang radio terestrial teleskop bekerja dengannya. Orbit Bumi tertinggi, yang boleh dianggap sebagai orbit berhampiran suria, terletak pada ketinggian 1.5 juta kilometer berhampiran apa yang dipanggil titik Lagrange.

Bersama matahari

Berhampiran dengan kutub adalah satu lagi kelas orbit penting yang dipanggil sun-synchronous (SSO), yang sentiasa mempunyai orientasi malar berbanding Matahari. Pada pandangan pertama, nampaknya ini bercanggah dengan undang-undang mekanik cakerawala, yang menurutnya satah orbit kekal malar, yang bermaksud bahawa semasa Bumi bergerak mengelilingi Matahari, ia mesti beralih kepadanya terlebih dahulu di satu pihak atau yang lain. Tetapi jika kita mengambil kira bahawa Bumi mempunyai bentuk yang rata, ternyata satah orbit mengalami precession, iaitu, ia berputar sedikit dari pusingan ke pusingan. Dengan memilih ketinggian dan kecenderungan yang betul, anda boleh memastikan bahawa putaran satah orbit betul-betul sepadan dengan lengkok yang dilalui oleh Bumi mengelilingi Matahari. Sebagai contoh, untuk ketinggian orbit 200 kilometer kecondongan hendaklah lebih sedikit daripada 96° darjah, dan untuk 1000 kilometer ia hendaklah lebih daripada 99° (angka lebih daripada 90° sepadan dengan pergerakan orbit terhadap putaran harian Bumi) .

Nilai SSO terletak pada fakta bahawa, bergerak di sepanjangnya, satelit terbang di atas objek daratan sentiasa pada masa yang sama, yang penting untuk fotografi angkasa lepas. Di samping itu, disebabkan jarak SOF dengan orbit kutub, mereka boleh memantau seluruh permukaan bumi, yang penting untuk satelit meteorologi, pemetaan dan peninjauan, yang secara kolektif dipanggil satelit penderiaan jauh Bumi (ERS). Pilihan parameter SSO tertentu membolehkan satelit tidak pernah masuk ke dalam bayang-bayang Bumi, sentiasa berada di bawah matahari berhampiran sempadan siang dan malam. Satelit tidak mengalami perubahan suhu, dan panel solar secara berterusan membekalkannya dengan tenaga. Orbit sedemikian sesuai untuk pemetaan radar permukaan bumi.

Satelit penderiaan jauh awam, yang diperlukan untuk membezakan objek kira-kira satu meter dalam saiz, biasanya beroperasi pada ketinggian 500-600 kilometer. Untuk satelit peninjau tentera dengan resolusi penangkapan 10-30 sentimeter, ketinggian sedemikian terlalu tinggi. Oleh itu, orbit mereka sering dipilih supaya perigee terletak di atas titik tinjauan. Jika terdapat lebih daripada satu "objek perhatian", pegawai peninjau perlu menukar bentuk orbit menggunakan enjin, kadangkala membuat "menyelam" ke lapisan atas atmosfera, turun ke ketinggian kira-kira 150 kilometer. Keperluan untuk "mendapatkan" sedekat mungkin dengan Bumi mempunyai kelemahan yang ketara - rintangan atmosfera secara mendadak mengurangkan penginapan satelit di angkasa. Jika anda ternganga sedikit, atmosfera akan mengheret satelit ke dalam jurangnya, di mana ia pasti akan terbakar. Oleh kerana itu, rizab bahan api yang besar perlu disimpan di atas "mata-mata" orbit rendah untuk membetulkan orbit dan menaikkan ketinggian secara berkala. Sebagai contoh, daripada 18 tan berat pelancaran pesawat peninjau foto KH-11 Amerika, bahan api menyumbang kira-kira 40%. Oleh itu, orbit yang dipilih secara langsung boleh mempengaruhi reka bentuk dan kadangkala penampilan kenderaan.

Kebergantungan ini amat jelas ditunjukkan dalam reka bentuk alat saintifik Eropah GOCE, yang dilancarkan baru-baru ini dari kosmodrom Plesetsk Rusia. Ia mempunyai bentuk berbentuk anak panah yang luar biasa, tidak seperti kontur sudut kebanyakan satelit moden, dan juga membangkitkan persatuan dengan pesawat berkelajuan tinggi. Hakikatnya ialah untuk satelit yang mengkaji medan graviti Bumi, SSO rendah dengan ketinggian 240-250 kilometer telah dipilih. Ia adalah optimum dari sudut ketepatan pengukuran, tetapi untuk menahan kesan brek atmosfera, satelit itu dibentuk dengan keratan rentas yang minimum. Selain itu, enjin roket elektrik ion dipasang di bahagian belakang peranti untuk membetulkan trajektori.

"Orbit Clark"

Mungkin, yang pertama bercakap tentang kemungkinan satelit geostasioner ialah Konstantin Eduardovich Tsiolkovsky dan Herman Potochnik, seorang ahli teori angkasawan dari Slovenia, lebih dikenali sebagai Herman Noordung. Walau bagaimanapun, idea untuk menggunakannya untuk komunikasi menjadi meluas atas cadangan saintis terkenal British dan penulis fiksyen sains Arthur C. Clarke. Pada tahun 1945, beliau menerbitkan artikel sains popular di Wireless World yang menerangkan satelit komunikasi dalam orbit geostasioner (GSO), yang kini sering dipanggil "Orbit Clark."

Pandangan global

Tetapi tidak semua satelit penderiaan jauh memerlukan resolusi tinggi. Apa gunanya keupayaan untuk mengesan objek bersaiz 30 sentimeter jika tugas peranti adalah untuk memantau pergerakan serantau atau global jisim udara dan rejim terma kawasan besar. Untuk pelaksanaannya, keluasan liputan adalah lebih penting. Dalam pemantauan meteorologi global, satelit biasanya diletakkan dalam GSO atau MSO tinggi, dan dalam pemantauan meteorologi serantau, satelit biasanya diletakkan dalam orbit ketinggian yang agak rendah (500-1000 kilometer) dengan kecenderungan yang membolehkan tinjauan tetap bagi kawasan yang dipilih. Sebagai contoh, satelit Rusia yang menjanjikan

"Meteor-M" harus memantau keadaan hidrometeorologi pada skala global dengan SSO pada ketinggian 830 kilometer. Dan untuk radas Elektro-L, GSO dipilih, kerana tujuan utamanya adalah untuk memotret seluruh cakera Bumi dalam julat yang boleh dilihat dan inframerah. Selain itu, GSO dalam kes ini adalah optimum untuk mendapatkan maklumat tentang proses atmosfera global yang berlaku di zon khatulistiwa.

Tepat kerana mungkin untuk meninjau sebahagian besar permukaan bumi dari GEO, ia "dihuni" bukan sahaja oleh peranti komunikasi dan satelit cuaca, tetapi juga oleh sistem amaran serangan peluru berpandu. Tugas utama mereka adalah untuk mengesan pelancaran peluru berpandu balistik, yang mana peralatannya termasuk teleskop inframerah yang mampu mengesan obor enjin yang sedang berjalan. Kelemahan GSO tidak memainkan peranan dalam kes ini - lagipun, satelit tidak perlu menghantar maklumat ke Kutub Utara atau Selatan, tetapi satu pertiga daripada permukaan bumi jelas kelihatan.

Pilihan parameter orbit untuk satelit sistem navigasi global GPS dan GLONASS ternyata sangat sukar. Walaupun idea itu sendiri (untuk mengukur jarak ke satelit dengan koordinat terkenal dengan kelewatan isyarat) jelas, pelaksanaannya berlarutan selama beberapa dekad. Di USSR, penyelidikan ke arah ini bermula pada tahun 1958. Lima tahun kemudian, kerja bermula pada sistem navigasi satelit pertama, "Cicada," yang mula beroperasi hanya 16 tahun kemudian. Empat satelit navigasinya beroperasi dalam orbit bulat rendah pada ketinggian 1000 kilometer dengan kecondongan 83°. Satah orbit mereka diagihkan sama rata di sepanjang khatulistiwa. Kira-kira sekali setiap satu setengah hingga dua jam, pengguna boleh menghubungi radio dengan salah satu satelit Cicada dan, selepas 5-6 minit komunikasi, menentukan latitud dan longitud mereka. Sudah tentu, pelanggan tentera navigasi satelit tidak berpuas hati dengan mod operasi ini. Mereka perlu menentukan tiga koordinat spatial, vektor halaju dan masa yang tepat pada bila-bila masa dan pada mana-mana titik di Bumi. Untuk melakukan ini, adalah perlu untuk menerima isyarat secara serentak daripada sekurang-kurangnya empat satelit. Ini memerlukan meletakkan beratus-ratus kapal angkasa di orbit rendah, yang bukan sahaja sangat mahal, tetapi juga tidak dapat dilaksanakan. Hakikatnya ialah hayat perkhidmatan satelit Soviet tidak melebihi satu atau dua tahun (dan lebih kerap - beberapa bulan), dan ternyata keseluruhan industri roket dan angkasa lepas akan bekerja secara eksklusif pada pembuatan dan pelancaran satelit navigasi. Selain itu, satelit orbit rendah mengalami gangguan yang ketara akibat pengaruh atmosfera bumi, yang menjejaskan ketepatan koordinat yang ditentukan daripadanya.

Penyelidikan telah menunjukkan bahawa parameter sistem navigasi yang diperlukan disediakan dengan meletakkan satelit pada trajektori bulat pada ketinggian 19,000-20,000 kilometer (ketinggian 19,100 kilometer dipilih untuk GLONASS) dengan kecondongan kira-kira 64°. Pengaruh atmosfera di sini sudah tidak ketara, dan gangguan graviti dari Bulan dan Matahari belum lagi membawa kepada perubahan pantas dalam orbit.

Perkuburan Satelit

Sepanjang 20 tahun yang lalu, semakin banyak negara telah memperoleh satelit telekomunikasi, meteorologi dan ketenteraan mereka sendiri dalam orbit geopegun. Akibatnya, GSO menjadi sesak. Jarak purata antara satelit adalah kira-kira 500 kilometer, dan di beberapa kawasan kenderaan berat "bergantung" hanya beberapa puluh kilometer dari satu sama lain. Ini boleh menyebabkan gangguan komunikasi dan juga menyebabkan perlanggaran. Mengembalikan satelit dari orbit tinggi ke Bumi adalah terlalu mahal. Oleh itu, untuk membersihkan orbit geostasioner, diputuskan bahawa selepas selesai operasi aktif mereka harus dipindahkan dengan bahan api yang tinggal ke "orbit pelupusan" yang terletak 200-300 kilometer lebih tinggi. "Perkuburan satelit" ini masih jauh lebih bebas daripada orbit yang berfungsi.

Secara teorinya, pada ketinggian ini, 18 satelit dalam tiga satah orbit cukup untuk sekurang-kurangnya empat satelit dapat dilihat dari mana-mana titik di Bumi pada masa yang sama. Tetapi sebenarnya, untuk meningkatkan ketepatan menentukan lokasi kapal angkasa itu sendiri, buruj GLONASS perlu diperluaskan kepada 24 satelit yang beroperasi, dan dengan mengambil kira rizab, sistem mesti mempunyai 27-30 satelit. Sistem navigasi lain dibina berdasarkan prinsip yang lebih kurang sama - GPS (AS), Galileo (Eropah) dan Beidou (China). Buruj satelit mereka terletak dalam orbit bulat pada ketinggian 20,000-23,500 kilometer dengan kecondongan 55-56°.

Jejak juruterbang

Orbit kenderaan berawak dipilih khas. Oleh itu, semasa pembinaan Stesen Angkasa Antarabangsa (ISS), kemudahan melancarkan modul baharu dan kapal angkasa kepadanya, keselamatan anak kapal, dan penggunaan bahan api untuk mengekalkan ketinggian telah diambil kira. Akibatnya, stesen itu dilancarkan ke orbit pada ketinggian kira-kira 400 kilometer. Ini sedikit di bawah sempadan tali pinggang sinaran Bumi, di mana zarah bercas daripada angin suria terkumpul di bawah pengaruh medan magnet planet kita. Tinggal lama di dalam tali pinggang sinaran akan mendedahkan anak kapal kepada sinaran berbahaya atau memerlukan langkah perlindungan sinaran yang kuat untuk stesen orbit. Ia juga mustahil untuk menurunkan orbit dengan ketara lebih rendah, jika tidak, disebabkan seretan aerodinamik yang ketara, stesen akan berkurangan dan banyak bahan api akan diperlukan untuk mengekalkan ketinggiannya. Kecondongan satah orbit (51.6°) ditentukan oleh keadaan pelancaran dari Baikonur, kosmodrom paling utara dari mana penerbangan berawak berlaku.

Pertimbangan yang sama menentukan pilihan orbit untuk Teleskop Angkasa Hubble, sejak dari awal lagi diandaikan bahawa angkasawan akan melawatnya secara berkala. Oleh itu, kecenderungan orbit 28.5° dipilih mengikut latitud Pelabuhan Angkasa Canaveral Amerika. Akibatnya, orbit ISS dan teleskop terletak pada sudut yang ketara antara satu sama lain, dan pesawat ulang-alik tidak dapat melawati mereka dalam satu penerbangan, kerana menukar satah orbit adalah salah satu gerakan yang paling "mahal"; pesawat ulang-alik hanya tidak mempunyai bahan api yang mencukupi untuk itu. Oleh sebab itu, kerja teleskop angkasa hampir tamat sebelum waktunya. Selepas bencana Columbia pada tahun 2003, telah diputuskan bahawa angkasawan sepatutnya boleh berlindung di ISS jika kerosakan serius ditemui semasa penerbangan. Penerbangan ke teleskop Hubble menolak kemungkinan ini dan hampir dibatalkan. Pada akhirnya, ia telah diluluskan, dan selepas pemodenan besar pada tahun 2009, Hubble, yang berada di ambang kegagalan, akan dapat bekerja selama lima tahun lagi sehingga ia digantikan oleh teleskop James Webb yang baharu. Benar, ia tidak lagi akan dilancarkan ke orbit Bumi rendah, tetapi lebih jauh lagi - ke titik Lagrange pada ketinggian 1.5 juta kilometer, di mana tempoh orbitnya betul-betul sama dengan setahun, dan teleskop akan sentiasa bersembunyi dari Matahari. di sebalik Bumi. Belum ada penerbangan berawak ke sana.

Kami telah menerangkan beberapa orbit yang berbeza, tetapi ini bukanlah penamat kepelbagaian mereka. Untuk sebarang jenis orbit, terdapat variasi yang direka untuk meningkatkan sifat positifnya dan melemahkan sifat negatifnya. Contohnya, sesetengah satelit bergerak berhampiran orbit geopegun dengan kecondongan sehingga 10°. Ini membolehkan mereka melihat secara berkala ke latitud tinggi, tetapi antena berasaskan darat memerlukan keupayaan untuk mencondongkan ke atas dan ke bawah untuk menjejaki getaran satelit. Pelbagai trajektori peralihan yang menghubungkan dua orbit memainkan peranan penting. Dengan penyebaran pendorong ion di ruang dekat Bumi, laluan lingkaran yang kompleks mula digunakan. Pakar balistik terlibat dalam memilih trajektori kapal angkasa. Malah terdapat istilah "reka bentuk balistik", yang bermaksud pembangunan bersama laluan penerbangan optimum peranti, penampilannya dan parameter reka bentuk asas. Dengan kata lain, orbit dibangunkan bersama satelit dan roket yang melancarkannya.

Orbit geostasioner dengan kecondongan sifar dan ketinggian 35,756 km kekal sebagai orbit yang penting secara strategik untuk satelit Bumi buatan sehingga hari ini. Satelit yang diletakkan di orbit ini beredar mengelilingi pusat Bumi pada halaju sudut yang sama dengan permukaan bumi. Terima kasih kepada ini, tidak ada keperluan untuk antena satelit untuk mengesan satelit geopegun - satelit geopegun untuk lokasi tertentu di permukaan Bumi sentiasa terletak pada satu titik di langit.

Contoh buruj satelit komunikasi geostasioner Rusia pada tahun 2005:

Tetapi semakan graf terbaharu menggunakan tapak web Gunther menunjukkan bahawa tidak lebih daripada 40 satelit geopegun telah dilancarkan pada 2017, walaupun bilangan itu termasuk pelancaran satelit pada GTO (orbit pemindahan geo) Dan Orbit jenis Molniya (Kosmos-2518). Sehubungan dengan percanggahan ini, saya cuba menilai secara bebas dinamik pelancaran tahunan ke orbit geopegun dan dinamik perubahan dalam jumlah jisim satelit geopegun yang dilancarkan menggunakan tapak web Gunter yang sama.

Kebanyakan satelit geopegun dilancarkan pada orbit pemindahan geo (GTO), dan kemudian mereka menggunakan enjin mereka sendiri untuk menaiki perihelion dan memasuki orbit geostasioner. Ini disebabkan oleh keinginan untuk meminimumkan pencemaran orbit geopegun yang penting secara strategik (peringkat atas kenderaan pelancar di GPO terbakar lebih cepat daripada di GEO kerana perihelion rendah orbit). Dalam hal ini, jisim pelancaran satelit geopegun paling kerap ditunjukkan semasa pelancaran awal kepada GPO. Oleh itu, saya memutuskan untuk mengira jisim satelit geopegun dalam GPO, dan juga termasuk dalam satelit pengiraan yang pada asalnya bertujuan untuk beroperasi dalam GPO atau orbit elips lain yang terletak di antara orbit rendah dan geopegun (terutamanya orbit Molniya). Sebaliknya, dalam beberapa kes, pelancaran terus satelit ke orbit geostasioner dijalankan (contohnya, dalam kes satelit ketenteraan Soviet, Rusia dan Amerika), di samping itu, untuk satelit tentera jisim selalunya tidak diketahui (dalam kes ini adalah perlu untuk menunjukkan had atas keupayaan kenderaan pelancar semasa melancarkan di GPO). Dalam hal ini, pengiraan hanyalah awalan. Pada masa ini, kami telah berjaya memproses 35 tahun daripada 60 tahun usia angkasa, dan situasi berikut berlaku mengikut tahun:

1) Dari segi jisim yang dilancarkan ke orbit GPO dan Molniya, rekod baharu sebenarnya telah ditetapkan pada 2017 (192 tan):

2) Tiada pertumbuhan tertentu diperhatikan dalam bilangan kenderaan yang dilancarkan ke dalam jenis orbit ini (garis hitam ialah garis arah aliran):

3) Keadaan yang sama diperhatikan dengan bilangan permulaan:

Secara umum, terdapat trend ke arah peningkatan yang stabil dalam trafik kargo ke orbit tinggi yang sangat elips. Nilai purata mengikut dekad:

Berdasarkan purata luas objek angkasa ( luas keratan rentas kumulatif, diukur dalam meter persegi), satelit geostasioner adalah lebih unggul daripada kenderaan orbit rendah (walaupun kita mengambil kira peringkat atas - R.B.):

Ini mungkin disebabkan oleh bilangan besar struktur yang boleh digunakan dalam satelit geopegun (antena, panel solar dan bateri kawalan haba).

Selama bertahun-tahun, bilangan satelit yang beroperasi di orbit geopegun terus berkembang. Dalam dekad ini sahaja, bilangan mereka telah meningkat daripada empat kepada lima ratus:

Menurut pangkalan data satelit yang beroperasi, pada masa ini satelit operasi tertua dalam GEO ialah satelit geganti TDRS-3, dilancarkan pada tahun 1988. Secara keseluruhan, pada masa ini terdapat 40 peranti yang beroperasi di GSO, yang umurnya telah melebihi 20 tahun:

Jumlah bilangan satelit geostasioner, dengan mengambil kira orbit pengebumian, sudah melebihi seribu peranti (dengan bilangan minimum peringkat atas ( R.B.) roket di orbit ini):

Contoh buruj satelit geopegun:

Peningkatan kesesakan dalam orbit geopegun membawa kepada penerusan arah aliran satelit geopegun yang lebih berat. Jika yang pertama GSO berat satelit hanya 68 kg, kemudian pada 2017 China cuba melancarkan peranti 7.6 tan. Jelas sekali bahawa kesesakan orbit geopegun yang semakin meningkat akan membawa pada masa hadapan kepada penciptaan di sana platform geopegun yang besar dengan elemen boleh guna semula. Kemungkinan platform sedemikian akan menyelesaikan beberapa masalah sekaligus: komunikasi dan pemerhatian permukaan Bumi untuk meteorologi, keperluan pertahanan, dan sebagainya.

Satelit komunikasi geostasioner seberat 7.6 tan, dicipta berdasarkan platform China baharu DFH-5

: 23 jam 56 minit 4.091 saat).

Idea untuk menggunakan satelit geostasioner untuk tujuan komunikasi telah dinyatakan oleh ahli teori angkasawan Slovenia Herman Potočnik pada tahun 1928.

Kelebihan orbit geopegun diketahui secara meluas selepas penerbitan artikel sains popular Arthur Clarke dalam majalah Wireless World pada tahun 1945, jadi di orbit geopegun dan geosynchronous Barat kadang-kadang dipanggil " Clarke mengorbit", A " tali pinggang Clark" merujuk kepada kawasan angkasa lepas pada jarak 36,000 km di atas paras laut dalam satah khatulistiwa bumi, di mana parameter orbitnya hampir dengan geostasioner. Satelit pertama yang berjaya dilancarkan ke GEO ialah Sync-3 dilancarkan oleh NASA pada Ogos 1964.

YouTube ensiklopedia

1 / 5

Pelajaran 64. Satelit Bumi Buatan. Halaju melarikan diri pertama. Orbit geostasioner

Sambungan satelit. Orbit geostasioner

Strim dengan pereka bentuk satelit komunikasi geopegun

Satelit Geostasioner

Pengiraan parameter orbit geopegun

Sari kata

Titik berdiri

Orbit geostasioner hanya boleh dicapai dengan tepat pada bulatan yang terletak betul-betul di atas khatulistiwa, dengan ketinggian sangat hampir 35,786 km.

Jika satelit geostasioner kelihatan di langit dengan mata kasar, maka garisan yang boleh dilihat akan bertepatan dengan "Clark Belt" untuk kawasan tertentu. Satelit geostasioner, terima kasih kepada titik pelekap yang tersedia, mudah digunakan untuk komunikasi satelit: sekali berorientasikan, antena akan sentiasa diarahkan ke satelit yang dipilih (jika ia tidak mengubah kedudukannya).

Untuk memindahkan satelit dari orbit altitud rendah ke orbit geopegun, orbit pemindahan geopegun (GTO) digunakan - orbit elips dengan perigee pada altitud rendah dan apogee pada altitud dekat dengan orbit geopegun.

Selepas menyelesaikan operasi aktif pada bahan api yang tinggal, satelit mesti dipindahkan ke orbit pelupusan yang terletak 200-300 km di atas GEO.

Pengiraan parameter orbit geopegun

Jejari orbit dan ketinggian orbit

Dalam orbit geostasioner, satelit tidak mendekati atau bergerak menjauhi Bumi, dan sebagai tambahan, berputar dengan Bumi, ia sentiasa terletak di atas mana-mana titik di khatulistiwa. Akibatnya, daya graviti dan emparan yang bertindak pada satelit mesti mengimbangi antara satu sama lain. Untuk mengira ketinggian orbit geopegun, anda boleh menggunakan kaedah mekanik klasik dan, bergerak ke bingkai rujukan satelit, teruskan daripada persamaan berikut:

F u = F Γ (\displaystyle F_(u)=F_(\Gamma )),

di mana F u (\displaystyle F_(u))- daya inersia, dan dalam kes ini, daya sentrifugal; F Γ (\displaystyle F_(\Gamma ))- Daya graviti. Magnitud daya graviti yang bertindak pada satelit boleh ditentukan oleh hukum graviti sejagat Newton:

F Γ = G ⋅ M 3 ⋅ m c R 2 (\displaystyle F_(\Gamma )=G\cdot (\frac (M_(3)\cdot m_(c))(R^(2)))),

di manakah jisim satelit, M 3 (\displaystyle M_(3))- jisim bumi dalam kilogram, G (\displaystyle G) ialah pemalar graviti, dan R (\displaystyle R)- jarak dalam meter dari satelit ke pusat Bumi atau, dalam kes ini, jejari orbit.

Magnitud daya sentrifugal adalah sama dengan:

F u = m c ⋅ a (\displaystyle F_(u)=m_(c)\cdot a),

di mana a (\gaya paparan a)- pecutan sentripetal yang berlaku semasa gerakan bulat di orbit.

Seperti yang anda lihat, jisim satelit m c (\displaystyle m_(c)) hadir sebagai pengganda dalam ungkapan untuk daya emparan dan untuk daya graviti, iaitu, ketinggian orbit tidak bergantung pada jisim satelit, yang benar untuk mana-mana orbit dan merupakan akibat daripada kesamaan jisim graviti dan inersia. Akibatnya, orbit geostasioner hanya ditentukan oleh ketinggian di mana daya emparan akan sama dalam magnitud dan bertentangan arah dengan daya graviti yang dicipta oleh graviti Bumi pada ketinggian tertentu.

Pecutan sentripetal adalah sama dengan:

a = ω 2 ⋅ R (\displaystyle a=\omega ^(2)\cdot R),

di manakah halaju sudut putaran satelit, dalam radian sesaat.

Mari kita buat satu penjelasan penting. Sebenarnya, pecutan sentripetal mempunyai makna fizikal hanya dalam kerangka rujukan inersia, manakala daya emparan adalah apa yang dipanggil daya khayalan dan berlaku secara eksklusif dalam kerangka rujukan (koordinat) yang dikaitkan dengan badan berputar. Daya sentripetal (dalam kes ini, daya graviti) menyebabkan pecutan sentripetal. Dalam nilai mutlak, pecutan sentripetal dalam rangka rujukan inersia adalah sama dengan pecutan emparan dalam rangka rujukan yang dikaitkan dalam kes kami dengan satelit. Oleh itu, selanjutnya, dengan mengambil kira kenyataan yang dibuat, kita boleh menggunakan istilah "pecutan sentripetal" bersama-sama dengan istilah "daya sentrifugal".

Menyamakan ungkapan untuk daya graviti dan emparan dengan penggantian pecutan sentripetal, kita memperoleh:

m c ⋅ ω 2 ⋅ R = G ⋅ M 3 ⋅ m c R 2 (\displaystyle m_(c)\cdot \omega ^(2)\cdot R=G\cdot (\frac (M_(3)\cdot m_(c ))(R^(2)))).

Mengurangkan m c (\displaystyle m_(c)), menterjemah R 2 (\displaystyle R^(2)) ke kiri, dan ω 2 (\displaystyle \omega ^(2)) ke kanan, kita dapat:

R 3 = G ⋅ M 3 ω 2 (\displaystyle R^(3)=G\cdot (\frac (M_(3))(\omega ^(2)))) R = G ⋅ M 3 ω 2 3 (\displaystyle R=(\sqrt[(3)](\frac (G\cdot M_(3))(\omega ^(2))))).

Ungkapan ini boleh ditulis secara berbeza dengan menggantikan G ⋅ M 3 (\displaystyle G\cdot M_(3)) pada μ (\displaystyle \mu )- pemalar graviti geosentrik:

R = μ ω 2 3 (\displaystyle R=(\sqrt[(3)](\frac (\mu )(\omega ^(2)))))

Halaju sudut ω (\displaystyle \omega ) dikira dengan membahagikan sudut yang dilalui dalam satu pusingan ( 360 ∘ = 2 ⋅ π (\displaystyle 360^(\circ )=2\cdot \pi ) radian) untuk tempoh orbit (masa yang diperlukan untuk melengkapkan satu revolusi lengkap dalam orbit: satu hari sidereal, atau 86,164 saat). Kita mendapatkan:

ω = 2 ⋅ π 86164 = 7 , 29 ⋅ 10 − 5 (\displaystyle \omega =(\frac (2\cdot \pi )(86164))=7.29\cdot 10^(-5)) rad/s

Jejari orbit yang terhasil ialah 42,164 km. Menolak jejari khatulistiwa Bumi, 6,378 km, kita mendapat ketinggian 35,786 km.

Anda boleh melakukan pengiraan dengan cara lain. Ketinggian orbit geostasioner ialah jarak dari pusat Bumi di mana halaju sudut satelit, bertepatan dengan halaju sudut putaran Bumi, menghasilkan halaju orbital (linear) sama dengan halaju kosmik pertama (untuk memastikan orbit bulat) pada ketinggian tertentu.

Halaju linear satelit yang bergerak dengan halaju sudut ω (\displaystyle \omega ) pada jarak R (\displaystyle R) dari pusat putaran adalah sama dengan

v l = ω ⋅ R (\displaystyle v_(l)=\omega \cdot R)

Halaju pelarian pertama pada jarak jauh R (\displaystyle R) daripada objek berjisim M (\displaystyle M) sama dengan

v k = G M R ; (\displaystyle v_(k)=(\sqrt (G(\frac (M)(R))));)

Menyamakan sisi kanan persamaan antara satu sama lain, kita sampai pada ungkapan yang diperoleh sebelumnya jejari GSO:

R = G M ω 2 3 (\displaystyle R=(\sqrt[(3)](G(\frac (M)(\omega ^(2))))))

Kelajuan orbit

Kelajuan pergerakan dalam orbit geopegun dikira dengan mendarabkan kelajuan sudut dengan jejari orbit:

v = ω ⋅ R = 3 , 07 (\displaystyle v=\omega \cdot R=3(,)07) km/s

Ini adalah kira-kira 2.5 kali kurang daripada kelajuan kosmik pertama 8 km/s di orbit Bumi rendah (dengan radius 6400 km). Oleh kerana kuasa dua kelajuan untuk orbit bulat adalah berkadar songsang dengan jejarinya,

v = G M R ; (\displaystyle v=(\sqrt (G(\frac (M)(R))));)

maka penurunan dalam kelajuan berbanding dengan kelajuan kosmik pertama dicapai dengan meningkatkan radius orbit lebih daripada 6 kali.

R ≈ 6400 ⋅ (8 3 , 07) 2 ≈ 43000 (\displaystyle R\approx \,\!(6400\cdot \left((\frac (8)(3(,)07))\right)^(2 ))\lebih kurang \,\!43000)

Panjang orbit

Panjang orbit geostasioner: 2 ⋅ π ⋅ R (\displaystyle (2\cdot \pi \cdot R)). Dengan jejari orbit 42,164 km, kita memperoleh panjang orbit 264,924 km.

Panjang orbit adalah sangat penting untuk mengira "titik berdiri" satelit.

Mengekalkan satelit dalam kedudukan orbit dalam orbit geopegun

Satelit yang mengorbit dalam orbit geopegun berada di bawah pengaruh beberapa daya (gangguan) yang mengubah parameter orbit ini. Khususnya, gangguan tersebut termasuk gangguan graviti lunar-solar, pengaruh ketidakhomogenan medan graviti Bumi, elipsiti khatulistiwa, dll. Degradasi orbit dinyatakan dalam dua fenomena utama:

1) Satelit bergerak di sepanjang orbit dari kedudukan orbit asalnya ke arah salah satu daripada empat titik keseimbangan yang stabil, yang dipanggil. "lubang orbit geopegun berpotensi" (longitudnya ialah 75.3°E, 104.7°W, 165.3°E, dan 14.7°W) di atas khatulistiwa Bumi;

2) Kecondongan orbit ke khatulistiwa meningkat (dari awal 0) pada kadar kira-kira 0.85 darjah setahun dan mencapai nilai maksimum 15 darjah dalam 26.5 tahun.

Untuk mengimbangi gangguan ini dan mengekalkan satelit pada titik pegun yang ditetapkan, satelit dilengkapi dengan sistem pendorong (roket kimia atau elektrik). Dengan menghidupkan enjin tujahan rendah secara berkala (pembetulan "utara-selatan" untuk mengimbangi peningkatan kecenderungan orbit dan "barat-timur" untuk mengimbangi hanyut di sepanjang orbit), satelit disimpan pada titik pegun yang ditetapkan. Kemasukan sedemikian dibuat beberapa kali setiap beberapa (10-15) hari. Adalah penting bahawa pembetulan utara-selatan memerlukan peningkatan yang lebih besar dalam halaju ciri (kira-kira 45-50 m/s setahun) berbanding pembetulan membujur (kira-kira 2 m/s setahun). Untuk memastikan pembetulan orbit satelit sepanjang hayat perkhidmatannya (12-15 tahun untuk satelit televisyen moden), bekalan bahan api yang ketara di atas kapal diperlukan (beratus-ratus kilogram, dalam hal menggunakan enjin kimia). Enjin roket kimia satelit mempunyai bekalan bahan api anjakan (cas gas-helium) dan berjalan pada komponen didih tinggi yang tahan lama (biasanya dimethylhydrazine tidak simetri dan dinitrogen tetroxide). Beberapa satelit dilengkapi dengan enjin plasma. Tujahan mereka jauh lebih rendah daripada bahan kimia, tetapi kecekapannya yang lebih besar membolehkan (disebabkan oleh operasi jangka panjang, diukur dalam berpuluh-puluh minit untuk satu manuver) mengurangkan secara radikal jisim bahan api yang diperlukan di atas kapal. Pilihan jenis sistem pendorong ditentukan oleh ciri teknikal khusus peranti.

Sistem pendorong yang sama digunakan, jika perlu, untuk menggerakkan satelit ke kedudukan orbit yang lain. Dalam sesetengah kes - biasanya pada akhir hayat satelit, untuk mengurangkan penggunaan bahan api, pembetulan orbit utara-selatan dihentikan, dan bahan api yang tinggal hanya digunakan untuk pembetulan barat-timur.

Rizab bahan api adalah faktor pengehad utama dalam hayat perkhidmatan satelit dalam orbit geopegun.

Kelemahan orbit geostasioner

Kelewatan isyarat

Komunikasi melalui satelit geopegun dicirikan oleh kelewatan besar dalam perambatan isyarat. Dengan ketinggian orbit 35,786 km dan kelajuan cahaya kira-kira 300,000 km/s, perjalanan pancaran Bumi-ke-satelit memerlukan kira-kira 0.12 s. Laluan pancaran “Bumi (pemancar) → satelit → Bumi (penerima)” ≈0.24 s. Jumlah kependaman (diukur oleh utiliti Ping) apabila menggunakan komunikasi satelit untuk menerima dan menghantar data akan menjadi hampir setengah saat. Dengan mengambil kira kelewatan isyarat dalam peralatan satelit, dalam peralatan dan dalam sistem penghantaran kabel perkhidmatan darat, jumlah kelewatan isyarat pada laluan "sumber isyarat → satelit → penerima" boleh mencapai 2-4 saat. Kelewatan ini menyukarkan penggunaan satelit GSO dalam telefon dan menjadikannya mustahil untuk menggunakan komunikasi satelit menggunakan GSO dalam pelbagai perkhidmatan masa nyata (contohnya, dalam permainan dalam talian).

Halimunan GSO dari latitud tinggi

Oleh kerana orbit geostasioner tidak kelihatan dari latitud tinggi (dari kira-kira 81° ke kutub), dan pada latitud di atas 75° ia diperhatikan sangat rendah di atas ufuk (dalam keadaan sebenar, satelit hanya disembunyikan oleh objek dan rupa bumi yang menonjol) dan hanya sebahagian kecil orbit yang kelihatan ( lihat jadual), maka komunikasi dan penyiaran televisyen menggunakan GSO adalah mustahil di kawasan latitud tinggi di Utara Jauh (Artik) dan Antartika

"Satelit telah dilancarkan ke orbit geostasioner"... berapa kali kita mendengar frasa ini di berita televisyen! Apa yang perlu difahami oleh ini - di manakah, atau lebih tepat lagi, di manakah satelit sedemikian mengorbit?

Mari kita mulakan dengan fakta bahawa satelit, apa pun itu, mesti mengekalkan hubungan dengan Bumi (jika tidak, tidak perlu melancarkannya). Tetapi satelit bergerak relatif kepada Bumi, berputar di sekelilingnya, dan antena yang perlu ditala kepadanya adalah tidak bergerak berbanding Bumi... bagaimana untuk menyelesaikan percanggahan ini? Ya, ia sangat mudah: satelit mesti menjadi pegun berbanding dengan titik di mana antena terletak... bagaimana ini boleh berlaku?

Apabila kita mengatakan bahawa objek kekal tidak bergerak berbanding objek lain yang bergerak pada masa yang sama, apa yang sebenarnya kita maksudkan ialah objek ini bergerak pada kelajuan yang sama berbanding dengan objek ketiga. Di sini anda tidak bergerak berbanding kereta, tetapi jika anda mempertimbangkan secara berasingan pergerakan anda dan pergerakan kereta berbanding dengan jalan raya, ternyata anda bergerak pada kelajuan yang sama. Dan tidak kira sama ada anda berada di dalam kereta atau tidak: jika anda terbang di atasnya melalui udara pada kelajuan yang sama seperti kereta (mari bayangkan situasi yang hebat untuk seketika), anda juga tidak bergerak berbanding kereta itu.

Oleh itu, agar satelit tidak bergerak berbanding antena yang terletak di Bumi, ia mesti berputar mengelilingi planet kita pada kelajuan yang sama seperti ia berputar mengelilingi paksinya. Inilah yang berlaku dalam orbit geostasioner! Kedudukannya di orbit dipanggil "titik berdiri", kerana dari sudut pandangan pemerhati di Bumi, satelit seperti itu tidak "terbang", tetapi "bergantung" tidak bergerak di langit.

Dalam orbit geostasioner, satelit, di satu pihak, tidak mendekati Bumi, dan di sisi lain, tidak bergerak darinya. Untuk ini menjadi mungkin, daya emparan yang "membawa" satelit dari Bumi mesti mengimbangi daya graviti yang "menarik"nya ke planet ini. Ini menjadi mungkin apabila satelit berputar dalam orbit yang terletak di sepanjang khatulistiwa, dan ketinggian orbit di atas permukaan Bumi ialah 35,786 kilometer.

Walau bagaimanapun, mengekalkan satelit dalam orbit geopegun tidak begitu mudah: lagipun, ia dipengaruhi bukan sahaja oleh graviti Bumi - graviti Bulan dan Matahari juga tidak akan hilang, medan graviti Bumi tidak seragam sepenuhnya, dan khatulistiwa kita tidak bulat sempurna. Oleh kerana semua keadaan ini, kononnya "Lubang berpotensi orbit geostasioner" ialah titik di atas khatulistiwa di kawasan 75.3 dan 165.3 darjah bujur timur dan 14.7 dan 104.7 darjah bujur barat, di mana satelit beralih berbanding orbit asalnya. Secara keseluruhan, orbit menyimpang sebanyak 0.85 darjah setahun dan selepas 26 setengah tahun ia sudah condong 15 darjah berbanding satah khatulistiwa! Untuk mengatasi gangguan tersebut, satelit dilengkapi dengan sistem pendorong, yang mana ia perlu memuatkan ratusan kilogram bahan api - dan bekalan inilah yang mengehadkan hayat perkhidmatan satelit (contohnya, satelit televisyen moden beroperasi dari 12 hingga 15 tahun).

Untuk semua kelebihannya, orbit geostasioner tidak selalu terpakai: ia disambungkan ke khatulistiwa, oleh itu, semakin jauh dari khatulistiwa, semakin sukar untuk "mendapatkan" satelit sedemikian - sebagai contoh, tidak mungkin lagi untuk menyediakan komunikasi di Far North dengan bantuan satelit tersebut. Di samping itu, isyarat mungkin lemah dan bahkan hilang apabila Matahari, satelit dan antena berada dalam barisan. Fenomena ini (yang dipanggil gangguan suria) berlaku di hemisfera utara (lebih tepat, di latitud tengahnya) pada 22 Februari-11 Mac dan 3-21 Oktober dalam tempoh sehingga 10 minit. Jadi orbit geostasioner tidak selalu terpakai - terdapat satelit yang dilancarkan ke orbit lain.

Satelit Bumi buatan pertama dilancarkan pada tahun 1957. Sejak itu, manusia telah membuat penemuan teknologi yang besar. Pada masa ini, terdapat beberapa puluh ribu satelit di orbit Bumi rendah. Mereka menyediakan penduduk planet ini dengan komunikasi selular, Internet, data GPS, televisyen, dan mengambil bahagian aktif dalam kerja penyelidikan. Mereka juga digunakan untuk tujuan ketenteraan. Bergantung pada tujuan yang dimaksudkan, ketinggian di mana satelit terbang dipilih. Semua ini menjadikan hidup lebih mudah dan membolehkan kami meningkatkan tahap komunikasi. Mereka memberi sumbangan terbesar kepada sains - kajian tentang struktur atmosfera Bumi, perubahan cuaca, angkasa, dan badan angkasa.

Apakah jenis satelit yang terdapat di orbit?

Satelit Bumi Buatan termasuk semua badan yang dilancarkan ke orbit menggunakan kenderaan pelancar. Ini termasuk pengangkutan ulang-alik, stesen angkasa, makmal penyelidikan dan kenderaan autonomi. Satelit tanpa pemandu ialah pembekal utama komunikasi dan data saintifik. Peranti sedemikian tidak memerlukan krew, penyelenggaraan atau petak khas untuk menyokong kehidupan. Satelit Bumi Buatan dikelaskan mengikut tujuan yang dimaksudkan:

• Penyelidikan. Ia digunakan untuk mengkaji struktur atmosfera dan ruang. Mereka boleh membawa teleskop di atas kapal untuk mengkaji planet yang jauh;
• Digunakan. Direka bentuk untuk memenuhi keperluan penduduk, peralatan ujian dan sistem komunikasi.

Satelit melaksanakan fungsinya secara autonomi dan tidak menggunakan bahan api. Pemantauan keadaan dan pergerakan yang diperlukan dilakukan dari pusat arahan di Bumi. Bergantung pada tujuannya, satelit dilengkapi dengan peralatan dan sistem komunikasi yang diperlukan.

Kelantangan peranti secara langsung bergantung pada fungsi dan tujuannya. Terdapat satelit dengan jisim dari 20 kg hingga beberapa ratus tan. Peranti pertama yang dilancarkan oleh USSR mempunyai berat hanya 28 kilogram dan hanya membawa sistem penghantaran radio di atas kapal.

Pada ketinggian manakah satelit terbang?

Satelit itu dilancarkan ke orbit menggunakan roket berbilang peringkat. Prinsip operasi adalah mudah - peranti ditolak keluar dari atmosfera dengan daya sedemikian yang cukup untuk menetapkan laluan penerbangan. Ia bergerak mengelilingi planet kerana daya graviti. Pakej ini termasuk pemasangan motor shunting untuk melaraskan trajektori. Ia membolehkan anda mengelakkan perlanggaran dengan serpihan angkasa dan satelit lain.

Pergerakan dijalankan dalam orbit tertentu. Jarak dari planet bergantung pada tujuan peranti dan trajektori yang diberikan. Beberapa jenis orbit digunakan:

• Dekat Bumi atau rendah. Menyediakan lokasi yang terdekat. Ketinggian adalah 300-500 km dari aras laut. Ia digunakan untuk operasi kapal angkasa pertama, kini terdapat peranti untuk penderiaan jauh permukaan bumi dan atmosfera;
• polar. Terletak di satah kutub kutub Bumi. Sudut kecondongan hampir 90 darjah. Oleh kerana oblateness planet, adalah mungkin untuk mencapai kelajuan putaran yang berbeza, yang akan membolehkan satelit melepasi latitud yang sama pada masa yang sama;
• Geostasioner. Ketinggiannya ialah 35,000 km dan terletak di satah khatulistiwa. Terdapat hanya dua titik yang stabil; sepanjang laluan lain adalah perlu untuk mengekalkan trajektori secara buatan;
• Sangat elips. Kontur orbit ialah elips. Ketinggian berbeza-beza bergantung pada titik trajektori. Oleh kerana saiznya yang besar, ia membolehkan anda menyokong bilangan satelit yang diperlukan secara serentak di satu negara. Digunakan terutamanya untuk tujuan telekomunikasi. Terdapat juga peranti dengan teleskop untuk mengkaji objek yang jauh;
• Bulat. Keratan rentas orbit ialah bulatan. Penunjuk ketinggian hampir kepada pemalar pada bila-bila masa.

Ketinggian penerbangan satelit di atas Bumi ditetapkan berdasarkan tujuan yang dimaksudkan dan orbit yang dipilih. Orbit geostasioner adalah yang paling penting dan mahal. Oleh itu, peranti yang telah menghabiskan hayat perkhidmatannya dikeluarkan daripadanya. Digunakan terutamanya untuk tujuan saintifik.

Sistem penentududukan global menggunakan orbit bulat dengan ketinggian tetap. Trajektori ini adalah optimum untuk penghantaran isyarat. Ketinggian orbit satelit GPS ialah 20 ribu kilometer. Satu peranti membuat dua orbit mengelilingi planet setiap hari. Kelajuan itu membolehkan penggunaan 4 satelit dalam satu satah untuk memastikan penghantaran data yang berterusan.

Pada ketinggian manakah kapal angkasa terbang?

Perbezaan utama antara kenderaan yang dikendalikan adalah keperluan untuk mengekalkan kehidupan dan memulangkan krew. Oleh itu, ketinggian penerbangan kapal jauh lebih rendah. Stesen berawak digunakan untuk penyelidikan saintifik, mengkaji kesan tanpa berat, angkasa lepas, dan memerhati jasad kosmik.

Kapal angkasa berawak pertama telah dilancarkan pada tahun 1961. Pergerakan itu dilakukan di sepanjang orbit elips. Perigee adalah 175 km, dan apogee adalah 320 km di atas paras laut. Sepanjang setengah abad penyelidikan yang lalu, ketinggian telah meningkat dengan ketara disebabkan kehadiran sejumlah besar serpihan angkasa di orbit Bumi rendah. Pada masa ini, orbit dengan perigee 400 km digunakan. Ini juga disebabkan oleh kekurangan pengaruh atmosfera pada trajektori pergerakan.