Спутника земли от земной орбиты. Геостационарная орбита. Искусственные спутники Земли. Геостационарные и геосинхронные орбиты ИСЗ

Граница между атмосферой Земли и космосом проходит по линии Кармана, на высоте 100 км над уровнем моря.

Космос совсем рядом, осознаете?

Итак, атмосфера. Воздушный океан, который плещется у нас над головой, а мы живем на самом его дне. Иначе говоря, газовая оболочка, вращающаяся вместе с Землей, наша колыбель и защита от разрушительного ультрафиолетового излучения. Вот как это выглядит схематично:

Схема строения атмосферы

Тропосфера. Простирается до высоты 6-10 км в полярных широтах, и 16-20 км в тропиках. Зимой граница ниже, чем летом. Температура с высотой падает на 0.65°C каждые 100 метров. В тропосфере находится 80% общей массы атмосферного воздуха. Здесь, на высоте 9-12 км, летают пассажирские самолеты . Тропосфера отделена от стратосферы озоновым слоем, который служит щитом, защищающим Землю от разрушительного ультрафиолетового излучения (поглощает 98% УФ-лучей). За озоновым слоем жизни нет.

Стратосфера. От озонового слоя до высоты 50 км. Температура продолжает падать, и, на высоте 40 км, достигает 0°C. Следующие 15 км температура не меняется (стратопауза). Здесь могут летать метеозонды и *.

Мезосфера. Простирается до высоты 80-90 км. Температура падает до -70°C. В мезосфере сгорают метеоры , на несколько секунд оставляя светящийся след на ночном небе. Мезосфера слишком разрежена для самолетов, но, в то же время, слишком плотна для полетов искусственных спутников. Из всех слоев атмосферы она самая недоступная и малоизученная, поэтому ее называют “мертвой зоной”. На высоте 100 км проходит линия Кармана, за которой начинается открытый космос. На этом официально заканчивается авиация и начинается космонавтика. Кстати, линия Кармана юридически считается верхней границей расположенных внизу стран.

Термосфера. Оставив позади условно проведенную линию Кармана выходим в космос. Воздух становится еще более разреженным, поэтому полеты тут возможны только по баллистическим траекториям. Температура колеблется от -70 до 1500°C, солнечная радиация и космическое излучение ионизируют воздух. На северном и южном полюсах планеты частицы солнечного ветра, попадая в этот слой, вызывают , видимые в низких широтах Земли. Здесь же, на высоте 150-500 км летают наши спутники и космические корабли , а чуть выше (550 км над Землей) – прекрасный и неподражаемый (кстати, люди поднимались к нему пять раз, т.к. телескоп периодически требовал ремонта и технического обслуживания).

Термосфера простирается до высоты 690 км, дальше начинается экзосфера.

Экзосфера. Это внешняя, рассеянная часть термосферы. Состоит из ионов газа, улетающих в космическое пространство, т.к. сила притяжения Земли больше на них не действует. Экзосферу планеты также называют “короной”. “Корона” Земли имеет высоту до 200 000 км, это примерно половина расстояния от Земли до Луны. В экзосфере могут летать только беспилотные спутники .

*Стратостат – аэростат для полетов в стратосферу. Рекордная высота подъема стратостата с экипажем на борту на сегодня составляет 19 км. Полет стратостата “СССР” с экипажем из 3-х человек состоялся 30 сентября 1933 года.


Стратостат

**Перигей – ближайшая к Земле точка орбиты небесного тела (естественного или искусственного спутника)
***Апогей – наиболее отдаленная от Земли точка орбиты небесного тела

2007 г.

Основная идея

Этот сайт посвящён вопросам наблюдения искуственных спутников Земли (далее ИСЗ ). Со времени начала космической эры (4 октября 1957 г. был запущен первый ИСЗ - "Спутник-1") человечество создало огромное число спутников, которые кружат вокруг Земли по всевозможным орбитам. На сегодняшний момент число подобных рукотворных объектов превышает десятки тысяч. В основном это "космический мусор" - осколки ИСЗ, отработанные ступени ракет и т.д. Лишь небольшая часть из них составляют действующие ИСЗ.
Среди них есть и исследовательские, и метеорологические, и спутники связи и телекоммуникации, и военные ИСЗ. Пространство вокруг Земли "заселено" ими от высот 200-300 км и до 40000 км. Лишь часть из них доступна для наблюдений с использованием недорогой оптики (бинокли, подзорные трубы, любительские телескопы).

Создавая этот сайт, авторы ставили перед собой цель - собрать воедино информацию о методах наблюдения и съёмки ИСЗ, показать, как расчитывать условия их пролёта над определённой местностью, описать практические аспекты вопроса наблюдения и съёмки. На сайте представлен, в основном, авторский материал, полученный в ходе проведения наблюдений участниками секции "Космонавтика" астрономического клуба "hν" при Минском планетарии (Минск, Беларусь).

И всё же, отвечая на основной вопрос - "Зачем?", нужно сказать следующее. Среди всевозможных хобби, которыми увлекается человек, есть астрономия и космонавтика. Тысячи любителей астрономии наблюдают за планетами, туманностями, галактиками, переменными звёздами, метеорами и прочими астрономическими объектами, фотографируют их, проводят свои конференции и "мастер-классы". Зачем? Это просто хобби, одно из многих. Способ уйти от ежедневных проблем. Даже тогда, когда любители выполняют работы, имеющие научную значимость, они остаются любителями, которые делают это для своего удовольствия. Астрономия и космонавтика - очень "технологичные" увлечения, где можно применить свои знания оптики, электроники, физики и пр. естественно-научных дисциплин. А можно и не применять - и просто получать удовольствие от созерцания. Со спутниками дела обстоят похожим образом. Особенно интересно следить за теми ИСЗ, информация о которых не распространяется в открытых источниках - это военные спутники разведки разных стран. В любом случае, наблюдение ИСЗ - это охота. Часто мы можем заранее указать где и когда покажется спутник, но не всегда. А как он себя будет "вести" - предсказать ещё сложнее.

Благодарности:

Описанные методики были созданы на основе наблюдений и исследований, в которых приняли участие члены клуба любителей астрономии "hν" Минского планетария (Беларусь):

  • Бозбей Максим.
  • Дрёмин Геннадий.
  • Кенько Зоя.
  • Мечинский Виталий.

Также большую помощь оказали члены клуба любителей астрономии "hν" Лебедева Татьяна , Повалишев Владимир и Ткаченко Алексей . Отдельная благодарность Александру Лапшину (Россия), profi-s (Украина), Даниилу Шестакову (Россия) и Анатолию Григорьеву (Россия) за помощь в создании п. II §1 "Фотометрия ИСЗ", Главы 2 и Главы 5, а Елене (Tau , Россия) также за консультации и написание нескольких расчётных программ. Авторы также благодарят Абгаряна Михаила (Беларусь), Горячко Юрия (Беларусь), Григорьева Анатолия (Россия), Еленина Леонида (Россия), Жука Виктора (Беларусь), Молотова Игоря (Россия), Морозова Константина (Беларусь), Плаксу Сергея (Украина), Прокопюка Ивана (Беларусь) за предоставленные иллюстрации для некоторых разделов сайта.

Часть материалов получена в ходе выполнения заказа УП "Геоинформационные системы" Национальной академии наук Беларуси. Представление материалов выполняется на некоммерческой основе в целях популяризации Белорусской космической программы среди детей и молодежи.

Виталий Мечинский, Куратор секции "Космонавтика" астроклуба "hν".

Новости сайта:

  • 01.09.2013: Значительно Обновлён подпункт 2 "Фотометрия ИСЗ за пролёт" п. II §1 -- добавлена информация по двум методикам фотометрии треков ИСЗ (метод фотометрического профиля трека и метод изофотной фотометрии).
  • 01.09.2013: Обновлён подпункт п. II §1 -- добавлена информация по работе с рограммой "Highecl" для расчёта вероятных вспышек от ГСС.
  • 30.01.2013: Обновлена "Глава 3" -- добавлена информация по работе с рограммой "MagVision" для расчёта падения проницания от засветки со стороны Солнца и Луны.
  • 22.01.2013: Обновлена Глава 2. Добавлена анимация движения спутников по небу за одну минуту.
  • 19.01.2013: Обновлён подпункт "Визуальные наблюдения ИСЗ" п.1 "Определение орбит ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлена информация про устройства подогрева электроники и оптики для защиты от выпадения росы, инея и от излищнего охлаждения.
  • 19.01.2013: Добавлена в "Главу 3" информация про падение проницания при засветке от Луны и сумерек.
  • 09.01.2013: Добавлен подпункт "Вспышки от лидара ИСЗ "CALIPSO" подпункта "Фотографирование вспышек" п. II "Фотометрия ИСЗ" §1 Главы 5. Описана информация по особенностям наблюдения вспышек от лазерного лидара ИСЗ "CALIPSO" и процесс подготовки к ним.
  • 05.11.2012: Обновлена вводная часть §2 Главы 5. Добавлена информация о необходимом минимуме оборудования для радионаблюдений ИСЗ, а также приведена схема светодиодного индикатора уровня сигнала, который используется для выставления безопасного для диктофона уровня входного аудио-сигнала.
  • 04.11.2012: Обновлён подпункт "Визуальные наблюдения ИСЗ" п.1 "Определение орбит ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлена информация про звёздный атлас Брно, а также про красную плёнку на ЖКИ-экраны электронных устройств, используемых при наблюдениях.
  • 14.04.2012: Обновлён подпункт подпункта "Фото/видео съёмка ИСЗ" п.1 "Определение орбит ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлена информация про работу с программой "SatIR" для отождествления ИСЗ на фотографиях с широким полем зрения, а также определение координат концов треков ИСЗ на них.
  • 13.04.2012: Обновлён подпункт "Астрометрия ИСЗ на полученных снимках: фото и видео" подпункта "Фото/видео съёмка ИСЗ" п.1 "Определение орбит ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлена информация про работу с программой "AstroTortilla" для определения координат центра поля зрения снимков участков звёздного неба.
  • 20.03.2012: Обновлён подпункт п.2 "Классификация орбит ИСЗ по величине большой полуоси" §1 Главы 2. Добавлена информация про величину дрейфа ГСС и возмущений орбиты.
  • 02.03.2012: Добавлен подпункт "Наблюдения и съемка запусков ракет на отдалении" подпункта "Фото/видео съёмка ИСЗ" п. I "Определение орбит ИСЗ" §1 Главы 5. Описана информация по особенностям наблюдения полёта ракет-носителей на этапе выведения.
  • "Конвертирование астрометрии в IOD-формат" подпункта "Фото/видео съёмка ИСЗ" п.I "Определение орбит ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлено описание работы с программой "ObsEntry for Window" для конвертации астрометрии ИСЗ в IOD-формат -- аналог программы "OBSENTRY", но для ОС Windows.
  • 25.02.2012: Обновлён подпункт "Солнечно-синхронные орбиты" п.1 "Классификация орбит ИСЗ по наклонению" §1 Главы 2. Добавлена информация о расчёте значения наклонения i ss солнечно-синхронной орбиты ИСЗ в зависимости от эксцентриситета и большой полуоси орбиты.
  • 21.09.2011: Обновлён подпункт подпункта 2 "Фотометрия ИСЗ за пролёт" п. II "Фотометрия ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлена информация о синодическом эффекте, искажающем определение периода вращения ИСЗ.
  • 14.09.2011: Обновлён подпункт "Расчёт орбитальных (кеплеровских) элементов орбиты ИСЗ на основе астрометрических данных. Один пролёт" подпункта "Фото/видео съёмка ИСЗ" п. I "Определение орбит ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлена информация о программе "SatID" для идентификации спутника (используя полученные TLE) среди спутников из сторонней базы TLE, а также описан метод идентификации спутника в программе "Heavensat" на основе увиденного пролёта возле опорной звезды.
  • 12.09.2011: Обновлён подпункт "Расчёт орбитальных (кеплеровских) элементов орбиты ИСЗ на основе астрометрических данных. Несколько пролётов" подпункта "Фото/видео съёмка ИСЗ" п. I "Определение орбит ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлена информация о программе пересчёта TLE-элементов на нужную дату.
  • 12.09.2011: Добавлен подпункт "Вхождение ИСЗ в атмосферу Земли" подпункта "Фото/видео съёмка ИСЗ" п. I "Определение орбит ИСЗ" §1 Главы 5. Описана информация по работе с программой "SatEvo" для предсказания даты вхождения ИСЗ в плотные слои атмосферы Земли.
  • "Вспышки от геостационарных ИСЗ" подпункта "Фотографирование вспышек" п. II "Фотометрия ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлена информация о периоде видимости вспышек ГСС.
  • 08.09.2011: Обновлён подпункт "Изменение блеска ИСЗ в течении пролёта" подпункта 2 "Фотометрия ИСЗ за пролёт" п. II "Фотометрия ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлена информация о виде фазовой функции для нескольких примеров отражающих поверхностей.
  • подпункта 1 "Наблюдение вспышек ИСЗ" п. II "Фотометрия ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлена информация о неравномерности шкалы времени вдоль изображения трека ИСЗ на матрице фотоприёмника.
  • 07.09.2011: Обновлён подпункт "Фотометрия ИСЗ за пролёт" п. II "Фотометрия ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлен пример сложной кривой блеска ИСЗ "NanoSail-D" (SCN:37361) и моделирование его вращения.
  • "Вспышки от низкоорбитальных ИСЗ" подпункта 1 "Наблюдение вспышек ИСЗ" п. II "Фотометрия ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлены фотография и фотометрический профиль вспышки от LEO ИСЗ "METEOR 1-29".
  • 06.09.2011: Обновлён подпункт "Геостационарные и геосинхронные орбиты ИСЗ" §1 Главы 2. Добавлена информация по классификации геостационарных ИСЗ, информация о форме траекторий ГСС.
  • 06.09.2011: Обновлён подпункт "Съёмка пролёта ИСЗ: оборудование для съёмки. Оптические элементы" подпункта "Фото/видео съёмка ИСЗ" п. I "Определение орбит ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлены ссылки на обзоры отечественных объективов в применении к съёмке ИСЗ.
  • 06.09.2011: Обновлён подпункт "Фазовый угол" п. II "Фотометрия ИСЗ" §1 Главы 5. Добавлена анимация изменения фазы спутника в зависимости от фазового угла.
  • 13.07.2011: Закончено заполнение всех глав и разделов сайта.
  • 09.07.2011: Закончено написание вводной части к п. II "Фотометрия ИСЗ" §1 Главы 5.
  • 05.07.2011: Закончено написание вводной части к §2 "Радионаблюдения ИСЗ" Главы 5.
  • 04.07.2011: Обновлён подпункт "Обработка наблюдений" п. I "Приём телеметрии ИСЗ" §2 Главы 5.
  • 04.07.2011: Закончено написание п. II "Получение снимков облачности" §2 Главы 5.
  • 02.07.2011: Закончено написание п. I "Приём телеметрии ИСЗ" §2 Главы 5.
  • 01.07.2011: Закончено написание подпункта "Фото/видео съёмка ИСЗ" п. I §1 Главы 5.
  • 25.06.2011: Закончено написание Приложений .
  • 25.06.2011: Закончено написание вводной части к Главе 5: "Что и как наблюдать?"
  • 25.06.2011: Закончено написание вводной части к §1 "Оптические наблюдения" Главы 5.
  • 25.06.2011: Закончено написание вводной части к п. I "Определение орбит ИСЗ" §1 Главы 5.
  • 25.06.2011: Закончено написание Главы 4: "О времени" .
  • 25.01.2011: Закончено написание Главы 2: "Какие орбиты и ИСЗ бывают?" .
  • 07.01.2011: Закончено написание Главы 3: "Подготовка к наблюдениям" .
  • 07.01.2011: Закончено написание Главы 1: "Как движутся ИСЗ?"

Запуск первого в мире советского искусственного спутника Земли 4 октября 1957 г. положил начало эры создания искусственных небесных тел. При запуске первых искусственных спутников Земли (ИСЗ) ставилась задача получить сведения, касающиеся плотности и температуры верхних слоев атмосферы и распределения массы в пределах Земли. Запуски ИСЗ позволили установить, что на больших высотах плотность воздуха во много раз больше, чем предполагалось до запуска спутников, что она сильно меняется в течение суток. По данным наблюдения за движением ИСЗ, ученые более точно определили форму и размеры Земли, а также расстояния между материками. Диапазон задач, которые ставятся и решаются с помощью ИСЗ, непрерывно расширяется. К настоящему времени число запущенных ИСЗ достигает нескольких тысяч. Спутники запускаются теперь не только для научных целей, но и для решения многих практических задач.

Например, в ряде стран запускаются метеорологические спутники и спутники связи. В течение нескольких лет военно-морские силы США используют в опытном порядке спутниковую систему навигации «Транзит», состоящую из пяти ИСЗ.

В связи с бурным ростом воздушного движения начали проводиться разработки по применению ИСЗ для предотвращения столкновения самолетов в воздухе, управления воздушным движением и обеспечения самолетовождения.

Внедрение спутниковых систем самолетовождения и связи должно разрешить проблему надежного УВД и навигационного обеспечения полетов в условиях ожидаемого роста движения самолетов к концу нынешнего столетия. Применение спутниковых систем самолетовождения и связи позволит обеспечивать полеты самолетов в любых погодных условиях. Учитывая исключительную надежность этих систем, можно будет уменьшить нормативы бокового и вертикального эшелонирования и тем самым улучшить использование воздушного пространства. Авиадиспетчеры и пилоты получат возможность связываться с любой точкой Земли и воздушного пространства.

В настоящее время можно создать единую мировую навигационную систему. Но для этого необходимо международное сотрудничество. Использование ИСЗ для самолетовождения является дальнейшим развитием методов авиационной астрономии. Рассмотрим некоторые понятия, связанные с навигационным использованием ИСЗ.

Элементы орбиты ИСЗ.

Искусственным спутником Земли принято считать космический аппарат, выведенный в космическое пространство, движение которого по своей орбите подчиняется естественным силам. Путь ИСЗ в пространстве называется орбитой. В соответствии с законами небесной механики плоскость орбиты спутника Земли всегда проходит через центр масс Земли и спутника. Поэтому все возможные орбиты спутника располагаются в плоскостях сечения Земли по большому кругу. Вследствие этого ИСЗ может двигаться, например, в плоскости экватора, но не может перемещаться в плоскостях параллелей Земли.

Чтобы тело стало ИСЗ, необходимо придать ему скорость относительно Земли не меньше круговой, которую называют первой космической скоростью. Для спутника, движущегося по окружности у поверхности Земли, она равна 7,912 км/с. Круговая скорость с увеличением высоты уменьшается. Например, на высоте 1000 км круговая скорость спутника равна 7,356 км/с. Если искусственный спутник получит скорость больше круговой, соответствующей его высоте над земной поверхностью, то он будет двигаться по эллиптической орбите. При орбитальной скорости 11,19 км/с искусственный спутник выходит на эллиптическую орбиту относительно Солнца, т. е. перестает быть спутником Земли.

Для навигационных целей используют стационарные, синхронные и несинхронные ИСЗ.

Спутник, имеющий экваториальную круговую орбиту с периодом обращения, равным периоду вращения Земли, называется стационарным. Он расположен в пространстве всегда над одной и той же точкой экватора. Чтобы добиться указанного условия, спутник должен двигаться с запада на восток на высоте 35 800 км со скоростью 3,076 км/с. В этом случае угловая скорость спутника будет равна угловой скорости вращения Земли.

Спутник, имеющий период обращения в целое число раз меньший или больший, чем период вращения Земли, называется синхронным. Такой спутник характерен тем, что при первом условии он ежесуточно проходит над одной и той же точкой Земли в одно и то же время.

Спутник, у которого период обращения не кратнен периоду вращения Земли, называется несинхронным.

Зная элементы орбиты ИСЗ, можно определить его положение в пространстве для любого момента времени. Эллиптическая орбита ИСЗ показана на рис. 7.20. На этом рисунке Я - перигей орбиты (ближайшая к Земле точка орбиты спутника); А - апогей орбиты (наиболее удаленная от Земли точка орбиты спутника); i - угол наклона плоскости орбиты спутника к плоскости небесного экватора; - восходящий узел орбиты (точка на орбите, в которой ИСЗ пересекает плоскость небесного экватора, переходя из Южного полушария в Северное); 15 - нисходящий узел орбиты; Т - точка весеннего равноденствия; Q - прямое восхождение восходящего узла орбиты; со - угловое расстояние перигея по орбите от восходящего узла; а - прямое восхождение спутника; - склонение спутника. Чтобы полностью определить орбиту спутника, необходимо знать шесть элементов. Элементы Q, i, со называют угловыми элементами. К пространственным элементам орбиты относятся: большая полуось эллипса а и эксцентриситет орбиты , т.е. отношение фокусного расстояния К большой полуоси эллипса. Большая полуось и эксцентриситет характеризуют размеры и форму эллиптической орбиты. Шестым элементом является время прохождения перигея.

Положение спутника на небесной сфере определяется склонением и прямым восхождением. Но эти элементы очень быстро изменяются, так как ИСЗ имеет малый период обращения. Если бы на движение ИСЗ не оказывали действия возмущающие силы, то положение его орбиты в пространстве, а также размеры и форма орбиты оставались бы неизменными.

Рис. 7.20. Элементы орбиты ИСЗ

В действительности движение спутника испытывает сложные и разнообразные возмущения. Влияние сил притяжения Солнца, Луны и планет, неоднородность поля тяготения Земли, влияние сил сопротивления атмосферы и электромагнитных сил изменяют параметры орбиты ИСЗ.

Без знания элементов траектории и координат ИСЗ нельзя использовать его для самолетовождения. Поэтому в состав спутниковых навигационных систем входит ЭВМ, которая вычисляет эфемериды (координаты) ИСЗ. Вычисленные координаты передаются на спутник, а оттуда на самолет, где они используются при обработке результатов измерений.

Спутниковые навигационные системы.

Основная задача самолетовождения сводится к определению места самолета. В современных условиях эту задачу можно решить с помощью ИСЗ, которые являются новыми перспективными средствами самолетовождения. Искусственные спутники, являясь небесными телами, имеют ряд преимуществ перед естественными небесными светилами - они оснащены приемопередающей аппаратурой, что позволяет измерять не только угловые координаты ИСЗ, но и использовать свойства радиоволн для определения дальности до них.

Рассмотрим кратко принцип работы спутниковой навигационной системы на примере спутниковой системы навигации «Навстар». В ее состав (рис. 7.21) входят: один или несколько ИСЗ; сеть следящих станций; вычислительный центр; передающий центр; самолетное бортовое оборудование. Количество спутников, их высота и положение орбит определяется практическими соображениями по обеспечению полетов в необходимых районах.

Сеть следящих станций обеспечивает слежение за спутниками и определение точного их положения. Число станций зависит от необходимой продолжительности слежения. Станции располагаются в пунктах с точно известными координатами. Данные станций слежения поступают в вычислительный центр, где с помощью ЭВМ производится вычисление эфемерид ИСЗ, которые

затем передаются передающим центром на спутник, а оттуда посылаются абонентам в виде части навигационного сигнала.

Бортовое оборудование в зависимости от типа самолета может включать самолетный приемопередатчик, радиосекстант, оборудование доплеровской системы для работы с ИСЗ, радиолокационный приемник для угломерно-дальномерной системы и цифровую вычислительную машину (ЦВМ) с помощью которой производится обработка спутниковых сигналов и автоматическое определение места самолета с выдачей его на индикатор.

Рис. 7.21. Общий принцип работы спутниковой навигационной системы

Для снижения стоимости бортового оборудования в некоторых системах предусматривается определение места самолета производить на земле с помощью ЭВМ. Затем данные о месте самолета через релейные станции на ИСЗ передаются диспетчером УВД на борт самолета для решения экипажем навигационных задач.

Спутниковые навигационные системы могут быть следующих типов: угломерные, дальномерные и доплеровские.

Угломерные спутниковые системы основаны на измерении бортовым устройством угловых высот двух спутников. В процессе измерения высот аппаратура, установленная на спутниках, передает на самолет их координаты. Измеренные высоты и поступившая информация о положении спутников автоматически обрабатываются бортовой вычислительной аппаратурой, которая выдает текущие географические координаты места самолета.

Дальномерные спутниковые системы основаны на измерении дальности до двух спутников и высоты полета самолета. Измерение дальностей до двух спутников позволяет получить на земной поверхности два круга равных дальностей. Пересечение этих кругов дает место самолета. Центром круга равных дальностей является географическое место ИСЗ. Место самолета определяется бортовым автоматическим вычислительным устройством по известным траекторным элементам спутников, высоте полета и дальностям до двух спутников.

Доплеровские спутниковые системы основаны на принципе определения доплеровского сдвига частоты принятых на самолете сигналов ИСЗ. Такая система состоит из одного или нескольких спутников, положение орбит которых во времени точно известно. На спутнике установлен передатчик со строго стабилизированной частотой излучения навигационных сигналов. Эти сигналы передаются через установленный интервал времени. С помощью приемника на самолете определяется доплеровский сдвиг частоты. Интегрирование полученного сдвига частоты обеспечивает нахождение дальности до спутника. Три таких измерения позволяют определить место самолета, как и в дальномерной системе. В доплеровской системе не обеспечивается непрерывное определение места самолета. Но при этом можно обойтись без угловых измерений, требующих стабилизации платформы антенны на самолете, значительно усложняющей бортовую аппаратуру.

Спутниковые навигационные системы имеют неоспоримые преимущества перед другими системами и их внедрение позволит повысить надежность и безопасность выполнения полетов над любыми районами земного шара.


Траектория движения ИСЗ называется орбитой. Во время свободного полета спутника, когда его бортовые реактивные двигатели выключены, движение происходит под воздействием гравитационных сил и по инерции, причем главной силой является притяжение Земли.

Если считать Землю строго сферической, а действие гравитационного поля Земли - единственной силой, воздействующей на спутник, то движение ИСЗ подчиняется известным законам Кеплера: оно происходит в неподвижной (в абсолютном пространстве) плоскости, проходящей через центр Земли, - плоскости орбиты; орбита имеет форму эллипса (рис 3.1) или окружности (частный случай эллипса).

При движении спутника полная механическая энергия (кинетическая и потенциальная) остается неизменной, вследствие чего при удалении спутника от Земли скорость его движения уменьшается. В случае эллиптической орбиты точкой перигея называют точку орбиты, соответствующую наименьшему значению радиус-вектора r = rп, точкой апогея - точку, соответствующую наибольшему значению r = ra (рис. 3.2).

Земля находится в одном из фокусов эллипса. Входящие в формулу (3.1) величины связаны соотношениями:Расстояние между фокусами и центром эллипса составляет ае, т. е. пропорционально эксцентриситету. Высота спутника над поверхностью Земли

где R - радиус Земли. Линия пересечения плоскости орбиты с плоскостью экватора (а - а на рис. 3.1) называется линией узлов, угол i между плоскостью орбиты и плоскостью экватора - наклонением орбиты. По наклонению различают экваториальные (i = 0°), полярные (i = 90°) и наклонные орбиты,(0°90°

Орбита спутника характеризуется также долготой апогея д - долгота подспутниковой точки (точка пересечения радиуса-вектора с поверхностью Земли) в момент прохождения спутником апогея и периодом обращения Т (время между двумя последовательными прохождениями одной и той же точки орбиты).

Для систем связи и вещания необходимо, чтобы имелась прямая видимость между спутником и соответствующими земными станциями в течение сеанса связи достаточной длительности. Если сеанс не круглосуточный, то удобно, чтобы он повторялся ежесуточно в одно и то же время. Поэтому предпочтительны синхронные орбиты с периодом обращения, равным или кратным времени оборота Земли вокруг оси, т. е. звездным суткам (23 ч 56 мин 4 с).

Широкое применение нашла высокая эллиптическая орбита с периодом обращения 12 ч, когда для систем связи и вешания использовались спутники «Молния» (высота перигея 500 км, апогея - 40 тыс. км). Движение ИСЗ на большой высоте - в области апогея - замедляется, а область перигея, расположенную над южным полушарием Земли, спутник проходит очень быстро. Зона видимости ИСЗ на орбите типа «Молния» в течение большей части витка вследствие значительной высоты велика. Она расположена в северном полушарии и поэтому удобна для северных стран. Обслуживание всей территории бывшего СССР одним из ИСЗ возможно в течение не менее 8 ч, поэтому трех ИСЗ, сменяющих друг друга, было достаточно для круглосуточной работы. В настоящее время ради исключения перерывов связи и вещания, упрощения систем наведения антенн земных станций на ИСЗ и других эксплуатационных преимуществ осуществлен переход на использование геостационарных орбит (ГСО) спутников Земли.



Орбита геостационарного ИСЗ - это круговая (эксцентриситет е = 0), экваториальная (наклонение i = 0°), синхронная орбита с периодом обращения 24 ч, с движением спутника в восточном направлении. Орбиту ГСО еще в 1945 г. рассчитал и предложил использовать для спутников связи английский инженер Артур Кларк, известный впоследствии как писатель-фантаст. В Англии и многих других странах геостационарную орбиту называют «Пояс Кларка»

Орбита имеет форму окружности, лежащей в плоскости земного экватора с высотой над поверхностью Земли 35 786 км. Направление вращения ИСЗ совпадает с направлением суточного вращения Земли. Поэтому для земного наблюдателя спутник кажется неподвижным в определенной точке небесной полусферы.

Геостационарная орбита уникальна тем, что ни при каком другом сочетании параметров нельзя добиться неподвижности свободно движущегося ИСЗ относительно земного наблюдателя. Необходимо отметить некоторые достоинства геостационарных ИСЗ. Связь осуществляется непрерывно, круглосуточно, без переходов (заходящего ИСЗ на другой); на антеннах земных станций упрощены, а на некоторых даже исключены системы автоматического сопровождения ИСЗ; механизм привода (перемещения) передающей и приемной антенн облегчен, упрошен, сделан более экономичным; достигнуто более стабильное значение ослабления сигнала на трассе Земля - Космос; зона видимости геостационарного ИСЗ около одной трети земной поверхности; трех геостационарных ИСЗ достаточно для создания глобальной системы связи; отсутствует (или становится весьма малым) частотный сдвиг, обусловленный эффектом Доплера.

Эффектом Доплера называют физическое явление, заключающееся в изменении частоты высокочастотных электромагнитных колебаний при взаимном перемещении передатчика и приемника. Эффект Доплера объясняется изме

нением расстояния во времени. Этот эффект может возникнуть также и при движении ИСЗ на орбите. На линиях связи через строго гестационарный спутник доплеровский сдвиг не возникает, на реальных геостационарных ИСЗ - мало существен, а на сильно вытянутых эллиптических или низких круговых орбитах может быть значительным. Эффект проявляется как нестабильность несущей частоты ретранслируемых спутником колебаний, которая добавляется к аппаратурной нестабильности частоты, возникающей в аппаратуре бортового ретранслятора и земной станции. Эта нестабильность может существенно осложнять прием сигналов, приводя к снижению помехоустойчивости приема.

К сожалению, эффект Доплера способствует изменению частоты модулирующих колебаний. Это сжатие (или расширение) спектра передаваемого сигнала невозможно контролировать аппаратурными методами, так что если сдвиг частоты превысит допустимые пределы (например, 2 Гц для некоторых типов аппаратуры частотного разделения каналов), то канал оказывается неприемлемым.

Существенное влияние на свойства каналов связи оказывает и запаздывание радиосигнала при его распространении по линии Земля - ИСЗ - Земля.

При передаче симплексных (однонаправленных) сообщений (программ телевидения, звукового вешания и других дискретных (прерывистых) сообщений это запаздывание не ощущается потребителем. Однако при дуплексной (двусторонней) связи запаздывание на несколько секунд уже заметно. Например, электромагнитная волна от Земли на ГСО и обратно «путешествует» 2...4 с (с учетом задержки сигнала в аппаратуре ИСЗ) и наземной аппаратуре. В этом случае не имеет смысла передавать сигналы точного времени.

Вывод геостационарного спутника на орбиту обычно осуществляется многоступенчатой ракетой через промежуточную орбиту. Современная ракета-носитель представляет собой сложный космический летательный аппарат, который приводится в движение реактивной силой ракетного двигателя.

В состав ракеты-носителя входят ракетный и головной блоки. Ракетный блок является автономной частью составной ракеты с топливным отсеком, двигательной установкой и элементами системы разделения ступеней. Головной блок включает в себя полезную нагрузку и обтекатель, защищающий конструкцию ИСЗ от силового и теплового воздействий набегающего потока воздуха при полете в атмосфере и служащего для монтажа на его внутренней поверхности элементов, которые участвуют в подготовке к пуску, но не функционируют в полете. Главный обтекатель позволяет облегчить конструкцию ИСЗ и является пассивным элементом, надобность в котором отпадает после выхода ракеты-носителя из плотных слоев атмосферы, где он сбрасывается. Полезная нагрузка космического аппарата состоит из ретрансляционного оборудования связи и вещания, радиотелеметрических систем, собственно корпуса ИСЗ со всеми вспомогательными и обеспечивающими системами.

Принцип действий одноразовой многоступенчатой ракеты-носителя состоит в следующем: пока работает первая ступень, можно рассматривать остальные вместе с истинной полезной нагрузкой в качестве полезной нагрузки первой ступени. После ее отделения начинает работать вторая, которая вместе с последующими ступенями и истинной полезной нагрузкой образует новую самостоятельную ракету. Для второй ступени все последующие (если они есть) вместе с истинным полезным грузом играют роль полезной нагрузки и так далее, т. е. полет ее характеризуется несколькими этапами, каждый из которых является как бы ступенью для сообщения начальной скорости другим одноступенчатым ракетам, входящим в ее состав. При этом начальная скорость каждой последующей одноступенчатой ракеты равна конечной скорости предыдущей. Отторжение первой и последующих ступеней носителя осуществляется после полного выгорания топлива в двигательной установке.

Путь, который проходит ракета-носитель при выведении ИСЗ на орбиту, называют траекторией полета. Он характеризуется активным и пассивным участками. Активный участок полета - это пролет ступеней носителя с работающими двигателями, пассивный участок - полет отработавших ракетных блоков после их отделения от ракеты-носителя.

Носитель,стартуя вертикально (участок 1, расположенный на высоте 185... 250 км), выходит затем на криволиней ный активный участок 2 в восточном направлении. На этом участке первая ступень обеспечивает постепенное уменьшение угла наклона ее оси по отношению к местному горизонту. Участки 3, 4 - соответственно активные участки полета второй и третьей ступеней, 5 - орбита ИСЗ, 6, 7 - пассивные участки полета ракетных блоков первой и второй ступеней (рис. 3.4). При выведении ИСЗ на соответствующую орбиту большую роль играют время и место запуска ракеты-носителя. Подсчитано, что космодром выгоднее располагать как можно ближе к экватору, так как при разгоне в восточном направлении ракета-носитель получает дополнительную скорость. Эта скорость называется окружной скоростью космодрома Vк, т. е. скорость его движения вокруг оси Земли благодаря суточному вращению планеты.т. е. на экваторе она равна 465 м/с, а на широте космодрома Байконур - 316 м/с. Практически это означает, что с экватора той же ракетой-носителем может быть запушен более тяжелый ИСЗ.

Завершающей стадией полета ракеты-носителя является вывод ИСЗ на орбиту, форма которой определяется кинетической энергией, сообщаемой ИСЗ ракетой, т. е. конечной скоростью носителя. В том случае, когда спутнику сообщается количество энергии, достаточное для его вывода на ГСО, ракета-носитель должна вывести в точку, удаленную от Земли на 35 875 км, и сообщить ему при этом скорость 3075 м/с.

Орбитальную скорость геостационарного ИСЗ легко подсчитать. Высота ГСО над поверхностью Земли 35 786 км, радиус ГСО на 6366 км больше (средний радиус Земли), т. е. 42 241 км. Умножив значение радиуса ГСО на 2л (6,28), получим ее длину окружности - 265 409 км. Если разделить ее на длительность суток в секундах (86 400 с), получим орбитальную скорость ИСЗ - в среднем 3,075 км/с, или 3075 м/с.

Обычно вывод спутника ракетой-носителем осуществляется в четыре этапа: выход на начальную орбиту; выход на орбиту «ожидания» (парковочную орбиту); выход на переходную орбиту; выход на конечную орбиту (рис. 3.5). Цифрам соответствуют следующие этапы вывода спутника на ГСО: 1 - первоначальная переходная орбита; 2 - первое включение апогейного двигателя для выхода на промежуточную переходную орбиту; 3 - определение положения на орбите; 4 - второе включение апогейного двигателя для выхода на первоначальную орбиту дрейфа; 5 - переориентация плоскости орбиты и коррекция ошибок; 6 - ориентация перпендикулярно к плоскости орбиты и коррекция ошибок; 7 - остановка платформы спутника, раскрытие панелей, полная расстыковка с ракетой; 8 - раскрытие антенн, включение гиростабилизатора; 9 - стабилизация положения: ориентация антенн на нужную точку Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце, включение бортового ретранслятора и установление номинального режима его работы.

Что собой представляет геостационарная орбита? Это круговое поле, которое расположилось над экватором Земли, по нему искусственный спутник обращается с угловой скоростью вращения планеты вокруг оси. Он не изменяет свое направление в горизонтальной системе координат, а неподвижно висит в небе. Геостационарная орбита Земли (ГСО)представляет собой разновидность геосинхронного поля и применяется для размещения коммуникационных, телетрансляционных и других спутников.

Идея использования искусственных аппаратов

Само понятие геостационарной орбиты инициировано русским изобретателем К. Э. Циолковским. В своих работах он предлагал заселить космос с помощью орбитальных станций. Зарубежные ученые также описывали работы космических полей, например, Г. Оберт. Человеком, который развил концепцию использования орбиты для связи, является Артур Кларк. Он в 1945 году поместил статью в журнале «Wireless World», где описал преимущества работы геостационарного поля. За активный труд в данной области в честь ученого орбита получила свое второе название - «пояс Кларка». Над проблемой осуществления качественной связи думали многие теоретики. Так, Герман Поточник в 1928 году высказал мысль о том, как можно применять геостационарные спутники.

Характеристика «пояса Кларка»

Чтобы орбита была названа геостационарной, она должна отвечать ряду параметров:

1. Геосинхронность. К такой характеристике относится поле, которое имеет период, соответствующий периоду обращения Земли. Геосинхронный спутник заканчивает оборот вокруг планеты за сидерический день, который равен 23 часам 56 минутам и 4 секундам. То же время необходимо Земле для выполнения одного оборота в фиксированном пространстве.

2. Для поддержания спутника на определенной точке геостационарная орбита должна быть круговой, с нулевым наклонением. Эллиптическое поле приведет к смещению либо к востоку, либо к западу, так как аппарат движется в определенных точках орбиты по-разному.

3. «Точка зависания» космического механизма должна находиться на экваторе.

4. Расположение спутников на геостационарной орбите должны быть таким, чтобы небольшое количество частот, предназначенных для связи, не привело к наложению частот разных аппаратов при приеме и передаче, а также для исключения их столкновения.

5. Достаточное количество топлива для поддержания неизменного положения космического механизма.

Геостационарная орбита спутника уникальна тем, что только при сочетании ее параметров можно добиться неподвижности аппарата. Еще одной особенностью является возможность видеть Землю под углом в семнадцать градусов из расположенных на космическом поле спутников. Каждый аппарат отхватывает примерно одну третью часть поверхности орбиты, поэтому три механизма способны обеспечить охват почти всей планеты.

Искусственные спутники

Летательный аппарат вращается вокруг Земли по геоцентрическому пути. Для его вывода используют многоступенчатую ракету. Она представляет собой космический механизм, который приводит в действие реактивная сила двигателя. Для движения по орбите искусственные спутники Земли должны иметь начальную скорость, которая соответствует первой космической. Их полеты осуществляются на высоте не меньше нескольких сотен километров. Период обращения аппарата может составлять несколько лет. Искусственные спутники Земли могут запускаться с бортов других аппаратов, например, орбитальных станций и кораблей. Беспилотники имеют массу до двух десятков тонн и размер до нескольких десятков метров. Двадцать первый век ознаменовался рождением аппаратов со сверхмалым весом - до несколько килограммов.

Спутники запускались многими странами и компаниями. Первый в мире искусственный аппарат был создан в СССР и полетел в космос 4 октября 1957 года. Он носил имя «Спутник-1». В 1958 году США запустила второй аппарат - «Эксплорер-1». Первый спутник, который был выведен NASA в 1964 году, носил имя Syncom-3. Искусственные аппараты в основном невозвратные, но есть те, которые возвращаются частично или полностью. Их используют для проведения научных исследований и решения различных задач. Так, существуют военные, исследовательские, навигационные спутники и другие. Также запускаются аппараты, созданные сотрудниками университетов или радиолюбителями.

«Точка стояния»

Геостационарные спутники располагаются на высоте 35786 километров над уровнем моря. Такая высота обеспечивает период обращения, который соответствует периоду циркуляции Земли по отношению к звездам. Искусственный аппарат неподвижен, поэтому его местоположение на геостационарной орбите называется «точкой стояния». Зависание обеспечивает постоянную длительную связь, однажды сориентированная антенна всегда будет направлена на нужный спутник.

Передвижение

Спутники можно переводить с низковысотной орбиты на геостационарную с помощью геопереходных полей. Последние представляют собой эллиптический путь с точкой на низкой высоте и пиком на высоте, которая близка к геостационарному кругу. Спутник, который стал непригодным для дальнейшей работы, отправляется на орбиту захоронения, расположенную на 200-300 километров выше ГСО.

Высота геостационарной орбиты

Спутник на данном поле держится на определенном расстоянии от Земли, не приближаясь и не удаляясь. Он всегда находится над какой-либо точкой экватора. Исходя из данных особенностей следует вывод, что силы гравитации и центробежная сила уравновешивают друг друга. Высота геостационарной орбиты рассчитывается методами, в основе которых лежит классическая механика. При этом учитывается соответствие гравитационных и центробежных сил. Значение первой величины определяется с помощью закона всемирного тяготения Ньютона. Показатель центробежной силы рассчитывается путем произведения массы спутника на центростремительное ускорение. Итогом равенства гравитационной и инертной массы является заключение о том, что высота орбиты не зависит от массы спутника. Поэтому геостационарная орбита определяется только высотой, при которой центробежная сила равна по модулю и противоположна по направлению гравитационной силе, создающейся притяжением Земли на данной высоте.

Из формулы расчета центростремительного ускорения можно найти угловую скорость. Радиус геостационарной орбиты определяется также по этой формуле либо путем деления геоцентрической гравитационной постоянной на угловую скорость в квадрате. Он составляет 42164 километра. Учитывая экваториальный радиус Земли, получаем высоту, равную 35786 километрам.

Вычисления можно провести другим путем, основываясь на утверждении, что высота орбиты, представляющая собой удаление от центра Земли, с угловой скоростью спутника, совпадающей с движением вращения планеты, рождает линейную скорость, которая равна первой космической на данной высоте.

Скорость на геостационарной орбите. Длина

Данный показатель рассчитывается путем умножения угловой скорости на радиус поля. Значение скорости на орбите равно 3,07 километра в секунду, что намного меньше первой космической скорости на околоземном пути. Чтобы уменьшить показатель, необходимо увеличить радиус орбиты более чем в шесть раз. Длина рассчитывается произведением числа Пи на радиус, умноженным на два. Она составляет 264924 километра. Показатель учитывается при вычислении «точек стояния» спутников.

Влияние сил

Параметры орбиты, по которой обращается искусственный механизм, могут изменяться под действием гравитационных лунно-солнечных возмущений, неоднородности поля Земли, эллиптичности экватора. Трансформация поля выражается в таких явлениях, как:

  1. Смещение спутника от своей позиции вдоль орбиты в сторону точек стабильного равновесия, которые носят название потенциальных ям геостационарной орбиты.
  2. Угол наклона поля к экватору растет с определенной скоростью и достигает 15 градусов один раз за 26 лет и 5 месяцев.

Для удержания спутника в нужной «точке стояния» его оснащают двигательной установкой, которую включают несколько раз в 10-15 суток. Так, для восполнения роста наклонения орбиты используют коррекцию «север-юг», а для компенсации дрейфа вдоль поля - «запад-восток». Для регулирования пути спутника в течение всего срока его работы необходим большой запас топлива на борту.

Двигательные установки

Выбор приспособления определяется индивидуальными техническими особенностями спутника. Например, химический ракетный двигатель имеет вытеснительную подачу топлива и функционирует на долго хранимых высококипящих компонентах (диазотный тетроксид, несимметричный диметилгидразин). Плазменные устройства имеют существенно меньшую тягу, но за счет продолжительной работы, которая измеряется десятками минут для единичного передвижения, способны значительно снизить потребляемое количество топлива на борту. Такой тип двигательной установки используется для маневра перевода спутника в другую орбитальную позицию. Основным ограничивающим фактором срока службы аппарата является запас топлива на геостационарной орбите.

Недостатки искусственного поля

Существенным пороком во взаимодействии с геостационарными спутниками являются большие запоздания в распространении сигнала. Так, при скорости света 300 тысяч километров в секунду и высоте орбиты 35786 километров движение луча «Земля - спутник» занимает около 0,12 секунды, а «Земля - спутник - Земля» - 0,24 секунды. Учитывая задержку сигнала в аппаратуре и кабельных системах передач наземных служб общее запоздание сигнала «источник - спутник - приемник» достигает примерно 2-4 секунд. Такой показатель существенно затрудняет применение аппаратов на орбите в телефонии и делает невозможным использование спутниковой связи в системах реального времени.

Еще одним недостатком является невидимость геостационарной орбиты с высоких широт, что мешает проводимости связи и телетрансляций в районах Арктики и Антарктиды. В ситуациях, когда солнце и спутник-передатчик находятся на одной линии с приемной антенной, наблюдается уменьшение, а порой и полное отсутствие сигнала. На геостационарных орбитах за счет неподвижности спутника такое явление проявляется особенно ярко.

Эффект Допплера

Этот феномен заключается в изменении частот электромагнитных вибраций при взаимном продвижении передатчика и приемника. Явление выражается изменением расстояния во времени, а также движением искусственных аппаратов на орбите. Эффект проявляется как малоустойчивость несущей частоты колебаний спутника, которая прибавляется к аппаратурной нестабильности частоты бортового ретранслятора и земной станции, что осложняет прием сигналов. Эффект Допплера содействует изменению частоты модулирующих вибраций, что невозможно контролировать. В случае, когда на орбите используются спутники связи и непосредственного телевизионного вещания, данное явление практически устраняется, то есть не наблюдается изменений уровня сигналов в точке приема.

Отношение в мире к геостационарным полям

Космическая орбита своим рождением создала много вопросов и международно-правовых проблем. Их решением занимается ряд комитетов, в частности, Организация Объединенных Наций. Некоторые страны, расположенные на экваторе, предъявляли претензии на распространение их суверенитета на находящуюся над их территорией часть космического поля. Государства заявляли, что геостационарная орбита представляет собой физический фактор, который связан с существованием планеты и зависит от гравитационного поля Земли, поэтому сегменты поля являются продолжением территории их стран. Но такие притязания были отвергнуты, так как в мире существует принцип неприсвоения космического пространства. Все проблемы, связанные с работой орбит и спутников, разрешаются на мировом уровне.