Durchschnittliche Satellitengeschwindigkeit. Geostationäre Umlaufbahn. Injektion in die Umlaufbahn: Start

Raumschiffe kreisen um die Erde

Niedrige Referenzbahn(NEIN, niedrige Erdumlaufbahn) ist die Umlaufbahn eines Raumfahrzeugs in der Nähe der Erde. Es ist richtig, eine Umlaufbahn als „Referenz“ zu bezeichnen, wenn eine Änderung zu erwarten ist – eine Erhöhung der Höhe oder eine Änderung der Neigung. Wenn keine Manöver vorgesehen sind oder das Raumschiff überhaupt kein eigenes Antriebssystem hat, ist die Bezeichnung „niedrige Erdumlaufbahn“ vorzuziehen. IN Allgemeiner Fall Ein Raumfahrzeug gilt als auf einer Referenzbahn, wenn es sich mit Fluchtgeschwindigkeit bewegt und sich in einer Höhe befindet, in der die entsprechende Dichte der oberen Schichten der Atmosphäre in erster Näherung eine kreisförmige oder elliptische Bewegung zulässt. In diesem Fall kann sich ein Gerät mindestens eine Umlaufbahn lang in einer solchen Umlaufbahn befinden. Typische Parameter der Referenzbahn am Beispiel der Raumsonde Sojus-TMA sind:

Mindesthöhe über dem Meeresspiegel (Perihean) – 193 km,

maximale Höhe über dem Meeresspiegel (Wapogee) – 220 km,

Neigung – 51,6 Grad,

die Umlaufzeit beträgt ca. 88,3 Minuten.

Bei der Bestimmung der Höhe NEIN Es ist wichtig anzugeben, von welchem ​​Modell der Erde aus gemessen wird. Die russische Ballistik gibt traditionell die Höhe über dem Ellipsoid und die amerikanische die Höhe über der Kugel an, wodurch der Unterschied 20 km erreichen kann (entspricht ungefähr dem Unterschied zwischen dem Äquator- und Polarradius der Erde) und den Positionen des Apogäums und das Perigäum kann sich verschieben.

Da beim Start der Trägerrakete in die Umlaufbahn die tägliche Rotation der Erde eine Rolle spielt, hängt die Tragfähigkeit von der Neigung der Umlaufbahn zur Äquatorialebene ab. Die besten Bedingungen werden erreicht, wenn NEIN weist eine Neigung zum Äquator auf, die mit der Breite des Startplatzes übereinstimmt, von dem aus der Start durchgeführt wurde. Andere Orbitalneigungen führen zu einer Verschlechterung der Parameter der Trägerrakete hinsichtlich ihrer Fähigkeit, Fracht in die Umlaufbahn zu befördern. Allerdings ist es nicht für alle Kosmodrome möglich, in die energetisch günstigste Richtung zu starten; für Baikonur beispielsweise ist es aufgrund von Beschränkungen nicht möglich, bei einer Neigung von weniger als 48,5 Grad zu starten Lage der Fallbereiche abgetrennter Raketenteile (Sperrzonen). Die am häufigsten verwendete Neigung für Starts von Baikonur beträgt 51,6 Grad, niedrigere Neigungen werden selten verwendet.

Lebenszeit oder Zeit, die das Raumschiff verbringt NEIN, hängen von den ballistischen Parametern des künstlichen Himmelskörpers und von der Aktivität der Sonne in diesem Zeitraum ab, die sich auf die Höhe der oberen Schichten der Erdatmosphäre auswirkt.

Je niedriger die Umlaufbahn, desto mehr Masse Fracht, die unter anderen Bedingungen von einer Trägerrakete dorthin gebracht werden kann gleiche Bedingungen. Daher ist es vorteilhaft, die Referenzbahn so niedrig wie möglich zu halten. In der Praxis kann eine Orbitalflugzeit (vor dem Eintritt in die dichten Schichten der Atmosphäre) von weniger als einem Tag bei Ausfällen an Bord des Raumfahrzeugs zu Problemen führen, sodass solche niedrigen Umlaufbahnen praktisch nicht genutzt werden. Darüber hinaus auf Mindesthöhe Die Referenzbahn wird durch den Wert des Einfügungsfehlers beeinflusst, da bei einer ungünstigen Kombination von Fehlern in Messgeräten, Steuerungen und äußeren Faktoren die Umlaufbahn zu niedrig ausfallen kann und das Raumschiff in die Erdatmosphäre zurückkehrt und verglüht bevor es Zeit zum Manövrieren hat. Es sind jedoch Fälle bekannt, in denen Fahrzeuge in Umlaufbahnen mit einer Umlaufzeit von weniger als 88 Minuten und einer Perigäumshöhe von 121–150 km befördert werden. Beispielsweise wurde die automatische Station Luna-7 in eine Referenzumlaufbahn mit einem Perigäum von 129 km gebracht.

Das Konzept der „Referenzbahn“ kam mit dem Beginn der Starts der vierstufigen 8K78 Molniya-Rakete zum Einsatz, deren vierte Stufe in der Schwerelosigkeit gestartet wurde, nachdem sie etwa drei Viertel einer Umdrehung um die Erde absolviert hatte, wie es für interplanetare Zwecke erforderlich ist und Mondraumschiffe.

Die erdnahe Umlaufbahn kann nicht nur als Referenzumlaufbahn, sondern auch als Arbeitsumlaufbahn verwendet werden. Im Allgemeinen gelten Umlaufbahnen mit einer Apogäumshöhe von bis zu 2000 km als niedrig. Eine besondere Art der erdnahen Umlaufbahn ist die sonnensynchrone Umlaufbahn. Erdfernerkundungssatelliten werden in solche Umlaufbahnen gebracht.

Die ISS befindet sich in einer erdnahen Umlaufbahn. Seit dem Ende des Apollo-Programms im Jahr 1972 finden alle bemannten Raumflüge im Tiefflug statt Niedrige Erdumlaufbahn. Aufgrund der intensiven Nutzung in niedrigen Umlaufbahnen wird es angegangen große Menge Weltraummüll, was zu Komplikationen beim Betrieb der ISS führt.

Die Zeit, die ein Satellit im LEO verbringt, hängt von vielen Faktoren ab, insbesondere vom Einfluss des Mondes und der Höhe über den dichten Schichten der Atmosphäre. Beispielsweise änderte sich die Umlaufbahn des Explorer-6-Satelliten (USA) alle 3 Monate von 250 auf 160 km, was dazu führte, dass der Satellit eine Lebensdauer von 2 Jahren statt der geplanten 20 hatte, auch der erste Erdsatellit hielt 3 Monate (Perigäum). 215 km, Apogäum 939 km). Eine erhöhte Sonnenaktivität könnte zu einem starken Anstieg der Dichte führen Obere Atmosphäre– Dadurch wird der Satellit stärker langsamer und die Höhe seiner Umlaufbahn nimmt schneller ab. Auch die Form des Satelliten spielt eine wesentliche Rolle, nämlich die Fläche seines Mittelteils (Querschnitt); Für Satelliten, die speziell für den Betrieb in niedrigen Umlaufbahnen konzipiert sind, wird häufig eine nach hinten geschwungene, aerodynamisch stromlinienförmige Körperform gewählt.

Sonnensynchrone Umlaufbahn(manchmal auch heliosynchron genannt) – eine geozentrische Umlaufbahn mit solchen Parametern, dass ein darauf befindliches Objekt jeden Punkt überquert Erdoberfläche ungefähr am gleichen Ort Sonnenzeit. Somit wird der Beleuchtungswinkel der Erdoberfläche bei allen Satellitendurchgängen ungefähr gleich sein. Solche konstanten Lichtverhältnisse eignen sich sehr gut für Satelliten, die Bilder der Erdoberfläche empfangen (u.a. Fernerkundungssatelliten, Wettersatelliten). Es gibt jedoch jährliche Schwankungen der Sonnenzeit, die durch die Elliptizität der Erdumlaufbahn verursacht werden.

Beispielsweise kann der Satellit LandSat-7, der sich in einer sonnensynchronen Umlaufbahn befindet, den Äquator fünfzehnmal am Tag, jeweils um 10:00 Uhr Ortszeit, überqueren.

Um solche Eigenschaften zu erreichen, werden die Orbitalparameter so gewählt, dass die Umlaufbahn präzediert Richtung Osten 360 Grad pro Jahr (ungefähr 1 Grad pro Tag) und gleicht damit die Rotation der Erde um die Sonne aus. Präzession entsteht durch die Wechselwirkung des Satelliten mit der Erde, die aufgrund der polaren Kompression nicht sphärisch ist. Die Präzessionsgeschwindigkeit hängt von der Neigung der Umlaufbahn ab. Die erforderliche Präzessionsgeschwindigkeit kann nur für einen bestimmten Bereich von Umlaufbahnhöhen erreicht werden (in der Regel werden Werte von 600–800 km gewählt, mit Perioden von 96–100 Minuten), die erforderliche Neigung für den genannten Höhenbereich beträgt ca 98°. Umlaufbahnen in größeren Höhen erfordern sehr viel große Werte Inklination, weshalb die Polarregionen nicht mehr in den Besuchsbereich des Satelliten fallen.

Diese Art von Umlaufbahn kann verschiedene Variationen haben. So sind beispielsweise sonnensynchrone Umlaufbahnen mit hoher Exzentrizität möglich. In diesem Fall wird die Sonnenlaufzeit nur für einen Punkt der Umlaufbahn (normalerweise Perigäum) aufgezeichnet.

Die Umlaufzeit wird entsprechend der erforderlichen Dauer wiederholter Durchgänge über denselben Oberflächenpunkt gewählt. Obwohl ein Satellit in einer kreisförmigen, sonnensynchronen Umlaufbahn den Äquator zur gleichen Ortszeit überquert, geschieht dies an verschiedenen Punkten des Äquators (auf unterschiedlichen Längengraden), da sich die Erde zwischen den Satellitendurchgängen um einen bestimmten Winkel dreht. Nehmen wir an, die Umlaufzeit beträgt 96 Minuten. Dieser Wert teilt vollständig sonniger Tag 7 mal fünfzehn. Somit wird der Satellit an einem Tag fünfzehn verschiedene Punkte des Äquators auf der Tagseite der Umlaufbahn (und weitere fünfzehn auf der Nachtseite) überqueren und zum ersten Punkt zurückkehren. Durch die Auswahl komplexerer (nicht ganzzahliger) Beziehungen kann die Anzahl der besuchten Punkte erhöht werden, indem die Dauer des Besuchs desselben Punkts verlängert wird.

Ein Sonderfall einer sonnensynchronen Umlaufbahn ist eine Umlaufbahn, bei der ein Besuch des Äquators um Mittag/Mitternacht erfolgt, sowie eine Umlaufbahn, die in der Terminatorebene 8, also im Sonnenuntergangs- und Sonnenaufgangsband, liegt. Letztere Option macht für Satelliten, die optische Fotografie betreiben, keinen Sinn, ist aber für Radarsatelliten gut, da sie sicherstellt, dass es keine Umlaufbahnabschnitte gibt, in denen der Satellit in den Erdschatten fällt. Daher werden die Sonnenkollektoren des Satelliten in einer solchen Umlaufbahn ständig von der Sonne beleuchtet.

Geozentrische Umlaufbahn– die Flugbahn des Himmelskörpers entlang elliptische Flugbahn um die Welt.

Einer der beiden Brennpunkte der Ellipse, entlang derer sich der Himmelskörper bewegt, fällt mit der Erde zusammen. Damit sich das Raumschiff auf dieser Umlaufbahn befindet, muss ihm eine Geschwindigkeit verliehen werden, die geringer ist als die zweite kosmische Geschwindigkeit, jedoch nicht geringer als die erste Fluchtgeschwindigkeit.

Hohe elliptische Umlaufbahn (HEO) ist eine Art elliptischer Umlaufbahn, bei der die Höhe im Apogäum um ein Vielfaches größer ist als die Höhe im Perigäum.

Nach den Keplerschen Gesetzen bewegen sich Satelliten mit hohen elliptischen Umlaufbahnen im Perigäum mit sehr hohen Geschwindigkeiten und werden im Apogäum stark langsamer. Befindet sich ein Raumschiff in der Nähe seines Apogäums, hat ein Bodenbeobachter den Eindruck, dass sich der Satellit mehrere Stunden lang kaum bewegt, das heißt, seine Umlaufbahn wird quasi geostationär. Innerhalb von 3,5 Stunden kann das Signal ohne Verwendung einer rotierenden Vorrichtung auf einer Antenne mit einem Durchmesser von 0,6 m empfangen werden. Andererseits kann der quasi-geostationäre Punkt über jedem Punkt der Erde liegen und nicht nur über dem Äquator, wie bei geostationären Satelliten. Diese Eigenschaft wird in nördlichen und südlichen Breiten genutzt, sehr weit vom Äquator entfernt (über 76 - 78° N/S), wo der Höhenwinkel geostationärer Satelliten sehr niedrig oder sogar negativ sein kann. In diesen Gebieten ist der Empfang eines geostationären Satelliten sehr schwierig oder völlig unmöglich, und Satelliten in stark elliptischen Umlaufbahnen sind die einzige Möglichkeit, den Dienst bereitzustellen. Die Höhenwinkel stark elliptischer Satelliten übersteigen an den Rändern des Versorgungsgebiets 40° und erreichen in der Mitte 90°.

VEO-Umlaufbahnen können jede beliebige Neigung haben, weisen jedoch häufig eine Neigung auf, die die durch die unregelmäßige Form der Erde verursachte Störung nahezu aufhebt, ähnlich einem abgeflachten Ellipsoid. Die Nutzung dieser Neigung stabilisiert die Umlaufbahn.

Bei elliptischen Umlaufbahnen bedeutet ein Perigäumsargument zwischen 180° und 360°, dass sich das Apogäum über der nördlichen Hemisphäre befindet. Wenn das Perigäumsargument zwischen 0° und 180° liegt, liegt das Apogäum über der südlichen Hemisphäre. Der Apogäum einer Umlaufbahn mit einem Perigäumsargument von 0° oder 180° wird genau über dem Äquator liegen, was aus praktischer Sicht keinen Sinn ergibt, da es in diesem Fall billiger und einfacher ist, ein Raumschiff geostationär einzusetzen Umlaufbahn (Sie benötigen nur einen statt drei Satelliten).

VEO-Satelliten haben folgende Vorteile:

Fähigkeit, ein sehr großes Gebiet zu bedienen. Ein solches System kann beispielsweise das gesamte Territorium Russlands bedienen;

Möglichkeit der Bedienung hoher Breitengrade. Der Höhenwinkel in diesen Zonen ist für HEO-Systeme viel größer als für geostationäre Satelliten;

weit verbreitete Nutzung verschiedener Frequenzbereiche in VEO ohne Registrierung (im Gegensatz zur geostationären Umlaufbahn, wo praktisch kein freier Raum oder freie Frequenzen mehr vorhanden sind);

billigerer Start in die Umlaufbahn (ca. 1,8-mal).

Gleichzeitig haben Systeme auf stark elliptischen Umlaufbahnen derzeit mehr Nachteile als Vorteile. Zu den Nachteilen gehören:

die Notwendigkeit, mindestens drei Satelliten im Orbit zu haben (anstelle eines geostationären), um ein quasi-geostationäres System zu schaffen. Bei kontinuierlicher Ausstrahlung rund um die Uhr erhöht sich die Anzahl der Satelliten auf sieben;

Die Empfangsantenne muss über eine Nachführfunktion (Schwenkantrieb) verfügen. Daher sind die Anschaffungskosten einer solchen Antenne und die Kosten für ihre Wartung höher als die einer einfachen Festantenne;

in hohen Breiten ist die Bevölkerungsdichte viel geringer als in mittleren Gebieten, daher ist die Frage der Amortisation eines solchen Systems sehr zweifelhaft;

Der Apogäum von VEO-Satelliten ist höher als der von GSO, daher sollte die Sendeleistung höher sein, bis zu 400-500 Watt. Dadurch werden Satelliten teurer;

Die Umlaufbahn von HEO-Satelliten kreuzt normalerweise Strahlungsgürtel, was die Lebensdauer des Raumfahrzeugs erheblich verkürzt. Um dieses Problem zu beseitigen, ist eine Umlaufbahn mit einem Apogäum von etwa 50.000 km und einem Perigäum von etwa 20.000 km erforderlich;

Da sich Raumfahrzeuge im Orbit bewegen, stellt der Doppler-Effekt zusätzliche Schwierigkeiten für Empfänger auf der Erde dar;

Aufgrund der langen Signallaufzeit treten Schwierigkeiten bei der Nutzung von Echtzeitanwendungen (z. B. Telefonie) auf.

Geotransfer-Umlaufbahn(Gruppenrichtlinienobjekt) – eine Umlaufbahn, die einen Übergang zwischen einer niedrigen Referenzbahn (LEO) (Höhe etwa 200 km) und einer geostationären Umlaufbahn (GSO) (35.786 km) darstellt. Im Gegensatz zu LEO und GEO, die in erster Näherung kreisförmig sind, ist eine Transferbahn eine stark verlängerte elliptische Flugbahn des Raumfahrzeugs, deren Perigäum in der Entfernung von LEO von der Erde und deren Apogäum in der Entfernung von GEO liegt (Homan -Vetchinkin-Umlaufbahn).

Der Abzug von KANaGSO ist abgeschlossen, wenn es während der Bewegung in einer Geotransferbahn den Höhepunkt erreicht. In diesem Moment übermittelt die obere Stufe einen Beschleunigungsimpuls an das Gerät, das seine elliptische Bewegung in eine Kreisbewegung umwandelt, wobei die Umlaufdauer um die Erde einem Tag entspricht.

Geostationäre Umlaufbahn(GSO) ist eine kreisförmige Umlaufbahn oberhalb des Erdäquators (0° Breite), bei der ein künstlicher Satellit den Planeten mit einer Winkelgeschwindigkeit umkreist, die der Winkelgeschwindigkeit der Erdrotation um ihre Achse entspricht. In einem horizontalen Koordinatensystem ändert sich die Richtung zum Satelliten weder im Azimut noch in der Höhe über dem Horizont; der Satellit „hängt“ bewegungslos am Himmel. Die geostationäre Umlaufbahn ist eine Art geosynchrone Umlaufbahn und wird zur Platzierung künstlicher Satelliten (Kommunikation, Fernsehübertragung usw.) verwendet.

Der Satellit soll in Richtung der Erdrotation in einer Höhe von 35.786 km über dem Meeresspiegel umkreisen. Es ist diese Höhe, die dem Satelliten eine Rotationsperiode verleiht, die der Rotationsperiode der Erde relativ zu den Sternen entspricht ( Sterntag: 23 Stunden 56 Minuten 4,091 Sekunden).

Die Vorteile der geostationären Umlaufbahn wurden nach der Veröffentlichung des populärwissenschaftlichen Artikels von Arthur C. Clarke in der Zeitschrift Wireless World im Jahr 1945 weithin bekannt, weshalb geostationäre und geosynchrone Umlaufbahnen im Westen manchmal als „ Clarke-Umkreisungen" A " Clarks Gürtel„Nennen Sie das Gebiet Weltraum in einer Entfernung von 36.000 km über dem Meeresspiegel in der Ebene Äquator der Erde, wobei die Orbitalparameter nahezu geostationär sind. Der erste Satellit, der erfolgreich in GEO gestartet wurde, war Syncom-3, im August 1964 von der NASA gestartet.

Ein Satellit, der sich in einer geostationären Umlaufbahn befindet, ist relativ zur Erdoberfläche stationär, daher wird seine Position im Orbit als sein stationärer Punkt bezeichnet. Dadurch kann eine auf Satelliten ausgerichtete und fest gerichtete Antenne über einen langen Zeitraum hinweg eine ständige Kommunikation mit diesem Satelliten aufrechterhalten.

Eine geostationäre Umlaufbahn kann nur auf einem Kreis direkt über dem Äquator mit einer Höhe von sehr nahe an 35.786 km genau erreicht werden.

Nach Abschluss des aktiven Betriebs mit dem verbleibenden Treibstoff muss der Satellit in eine Entsorgungsbahn gebracht werden, die sich 200–300 km über GEO befindet.

Standpunkt

Wo ist die Masse des Satelliten, ist die Masse der Erde in Kilogramm, ist die Gravitationskonstante und ist der Abstand in Metern vom Satelliten zum Erdmittelpunkt oder in in diesem Fall, Umlaufbahnradius.

Größe Zentrifugalkräfte s ist gleich:

Wo - Zentripetalbeschleunigung, was auftritt, wenn Kreisbewegung im Orbit.

Wie Sie sehen können, ist die Masse des Satelliten als Faktor in den Ausdrücken für die Zentrifugalkraft und für die Gravitationskraft enthalten, d. h. die Höhe der Umlaufbahn hängt nicht von der Masse des Satelliten ab, was für zutrifft beliebige Umlaufbahnen und ist eine Folge der Gleichheit von schwerer und träger Masse. Folglich wird die geostationäre Umlaufbahn nur durch die Höhe bestimmt, in der die Zentrifugalkraft gleich groß und entgegengesetzt gerichtet ist Erdanziehungskraft entsteht durch die Schwerkraft der Erde in einer bestimmten Höhe.

Die Zentripetalbeschleunigung ist gleich:

Wo ist die Winkelgeschwindigkeit der Satellitendrehung im Bogenmaß pro Sekunde?

Lassen Sie uns eine wichtige Klarstellung vornehmen. In Wirklichkeit hat es die Zentripetalbeschleunigung gegeben physikalische Bedeutung nur im Inertialsystem Bezug, während die Zentrifugalkraft eine sogenannte imaginäre Kraft ist und ausschließlich in Bezugssystemen (Koordinaten) auftritt, die mit rotierenden Körpern verbunden sind. Die Zentripetalkraft (in diesem Fall die Schwerkraft) verursacht eine Zentripetalbeschleunigung. Im absoluten Wert ist die Zentripetalbeschleunigung im Trägheitsbezugssystem gleich der Zentrifugalbeschleunigung im Bezugssystem, das in unserem Fall dem Satelliten zugeordnet ist. Unter Berücksichtigung der gemachten Bemerkung können wir daher den Begriff „Zentripetalbeschleunigung“ zusammen mit dem Begriff „Zentrifugalkraft“ verwenden.

Wenn wir die Ausdrücke für Gravitations- und Zentrifugalkräfte mit der Substitution der Zentripetalbeschleunigung gleichsetzen, erhalten wir:

Wenn wir reduzieren und nach links und rechts übersetzen, erhalten wir:

Dieser Ausdruck kann anders geschrieben werden, indem man ihn durch die geozentrische Gravitationskonstante ersetzt:

Die Winkelgeschwindigkeit wird berechnet, indem der pro Umdrehung zurückgelegte Winkel (Bogenmaß) durch die Umlaufzeit geteilt wird (die Zeit, die für eine Umdrehung auf der Umlaufbahn benötigt wird: ein Sterntag oder 86.164 Sekunden). Wir bekommen:

Der resultierende Umlaufradius beträgt 42.164 km. Wenn wir den Äquatorradius der Erde von 6.378 km abziehen, erhalten wir eine Höhe von 35.786 km.

Sie können die Berechnungen auch auf andere Weise durchführen. Die Höhe der geostationären Umlaufbahn ist der Abstand vom Erdmittelpunkt, bei dem die Winkelgeschwindigkeit des Satelliten, die mit der Winkelgeschwindigkeit der Erdrotation zusammenfällt, eine orbitale (lineare) Geschwindigkeit erzeugt, die der ersten Fluchtgeschwindigkeit entspricht (um sicherzustellen, dass a Kreisbahn) in einer bestimmten Höhe.

Die lineare Geschwindigkeit eines Satelliten, der sich mit Winkelgeschwindigkeit in einem Abstand vom Rotationszentrum bewegt, ist gleich

Die erste Fluchtgeschwindigkeit in einem Abstand von einem Massenobjekt ist gleich

Indem wir die rechten Seiten der Gleichungen miteinander gleichsetzen, gelangen wir zu dem zuvor erhaltenen Ausdruck Radius GSO:

Umlaufgeschwindigkeit

Die Bewegungsgeschwindigkeit im geostationären Orbit wird durch Multiplikation berechnet Winkelgeschwindigkeit pro Umlaufradius:

Dies ist etwa 2,5-mal geringer als die erste Fluchtgeschwindigkeit von 8 km/s im erdnahen Orbit (mit einem Radius von 6400 km). Da das Quadrat der Geschwindigkeit für eine Kreisbahn umgekehrt proportional zu ihrem Radius ist,

dann wird die Geschwindigkeitsabnahme gegenüber der ersten kosmischen Geschwindigkeit durch eine Vergrößerung des Umlaufradius um mehr als das Sechsfache erreicht.

Umlaufbahnlänge

Länge der geostationären Umlaufbahn: . Bei einem Umlaufradius von 42.164 km ergibt sich eine Umlauflänge von 264.924 km.

Für die Berechnung der „Standpunkte“ der Satelliten ist die Länge der Umlaufbahn äußerst wichtig.

Einen Satelliten im geostationären Orbit in seiner Orbitalposition halten

Ein Satellit, der in einer geostationären Umlaufbahn umkreist, steht unter dem Einfluss einer Reihe von Kräften (Störungen), die die Parameter dieser Umlaufbahn verändern. Zu solchen Störungen zählen insbesondere gravitative Mond-Sonnen-Störungen und der Einfluss von Inhomogenität Schwerkraftfeld Erde, Elliptizität des Äquators usw. Der Orbitalabbau drückt sich in zwei Hauptphänomenen aus:

1) Der Satellit bewegt sich entlang der Umlaufbahn von seiner ursprünglichen Umlaufbahnposition in Richtung eines der vier Punkte stabilen Gleichgewichts, dem sogenannten. „potenzielle geostationäre Umlaufbahnlöcher“ (ihre Längen sind 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E und 14,7°W) über dem Erdäquator;

2) Die Neigung der Umlaufbahn zum Äquator nimmt (von anfänglich 0) mit einer Rate in der Größenordnung von 0,85 Grad pro Jahr zu und erreicht Maximalwert 15 Grad in 26,5 Jahren.

Um diese Störungen auszugleichen und den Satelliten am vorgesehenen stationären Punkt zu halten, ist der Satellit mit einem Antriebssystem (chemische oder elektrische Rakete) ausgestattet. Durch periodisches Einschalten der Triebwerke mit geringem Schub (Korrektur „Nord-Süd“ zum Ausgleich der zunehmenden Bahnneigung und „West-Ost“ zum Ausgleich der Drift entlang der Umlaufbahn) wird der Satellit am vorgesehenen stationären Punkt gehalten. Solche Einschlüsse werden mehrmals alle paar (10-15) Tage vorgenommen. Bezeichnend ist, dass die Nord-Süd-Korrektur einen deutlich größeren Anstieg der charakteristischen Geschwindigkeit (ca. 45-50 m/s pro Jahr) erfordert als die Längskorrektur (ca. 2 m/s pro Jahr). Um die Korrektur der Umlaufbahn des Satelliten während seiner gesamten Lebensdauer (12–15 Jahre bei modernen Fernsehsatelliten) sicherzustellen, ist ein erheblicher Treibstoffvorrat an Bord erforderlich (Hunderte Kilogramm bei Verwendung eines chemischen Motors). Chemisch Raketenantrieb Der Satellit verfügt über eine Verdrängungstreibstoffversorgung (Ladegas-Helium) und arbeitet mit langlebigen hochsiedenden Komponenten (normalerweise unsymmetrisches Dimethylhydrazin und Distickstofftetroxid). Eine Reihe von Satelliten sind damit ausgestattet Plasmamotoren. Ihr Schub ist deutlich geringer als bei chemischen, aber ihre höhere Effizienz ermöglicht (aufgrund des Langzeitbetriebs, gemessen in mehreren zehn Minuten für ein einzelnes Manöver) eine radikale Reduzierung der erforderlichen Treibstoffmasse an Bord. Die Wahl des Antriebssystemtyps wird spezifisch bestimmt technische Eigenschaften Gerät.

Das gleiche Antriebssystem wird bei Bedarf verwendet, um den Satelliten in eine andere Orbitposition zu manövrieren. In einigen Fällen – normalerweise am Ende der Lebensdauer des Satelliten – wird zur Reduzierung des Treibstoffverbrauchs die Nord-Süd-Umlaufbahnkorrektur gestoppt und der verbleibende Treibstoff nur für die West-Ost-Korrektur verwendet.

Die Treibstoffreserve ist der wichtigste limitierende Faktor für die Lebensdauer eines Satelliten im geostationären Orbit.

Nachteile der geostationären Umlaufbahn

Signalverzögerung

Die Kommunikation über geostationäre Satelliten zeichnet sich aus durch lange Verzögerungen bei der Signalausbreitung. Bei einer Umlaufhöhe von 35.786 km und einer Lichtgeschwindigkeit von etwa 300.000 km/s dauert die Strahlreise von der Erde zum Satelliten etwa 0,12 s. Strahlengang „Erde (Sender) → Satellit → Erde (Empfänger)“ ≈0,24 s. Der Ping (Antwort) beträgt eine halbe Sekunde (genauer 0,48 s). Unter Berücksichtigung der Signalverzögerung in Satellitengeräten und Geräten von Bodendiensten kann die Gesamtsignalverzögerung auf der Route „Erde → Satellit → Erde“ 2-4 Sekunden erreichen. Diese Verzögerung macht unmögliche Anwendung Satellitenkommunikation Verwendung von GSO in verschiedenen Echtzeitdiensten (z. B. in Online-Spielen).

Unsichtbarkeit von GSO aus hohen Breitengraden

Da die geostationäre Umlaufbahn aus hohen Breiten (von etwa 81° bis zu den Polen) nicht sichtbar ist und in Breiten über 75° sehr tief über dem Horizont beobachtet wird (bei reale Bedingungen, Satelliten werden einfach durch hervorstehende Objekte und Gelände verdeckt) und nur ein kleiner Teil der Umlaufbahn ist sichtbar ( siehe Tabelle), dann sind Kommunikation und Fernsehübertragung mithilfe von GSO in den hohen Breitengraden des Hohen Nordens (Arktis) und der Antarktis unmöglich. Beispielsweise kommunizieren amerikanische Polarforscher an der Amundsen-Scott-Station Außenwelt(Telefonie, Internet) nutzen ein 1670 Kilometer langes Glasfaserkabel zu einem Standort auf 75° S. die französische Station Concordia, von der aus bereits mehrere amerikanische geostationäre Satelliten sichtbar sind.

Tabelle des beobachteten Sektors der geostationären Umlaufbahn in Abhängigkeit vom Breitengrad des Ortes
Alle Daten sind in Grad und deren Brüchen angegeben.

Aus der obigen Tabelle ist beispielsweise ersichtlich, dass, wenn auf dem Breitengrad von St. Petersburg (~ 60°) der sichtbare Sektor der Umlaufbahn (und dementsprechend die Anzahl der empfangenen Satelliten) 84 % beträgt maximal möglich (am Äquator), dann beträgt der sichtbare Sektor auf der Breite von Taimyr (~75°) 49 % und auf der Breite von Spitzbergen und Kap Tscheljuskin (~78°) nur 16 % des am beobachteten Äquator. Dieser Orbitabschnitt in der sibirischen Region enthält 1-2 Satelliten (nicht immer aus dem gewünschten Land).

Sonneneinstrahlung

Einer der unangenehmsten Nachteile der geostationären Umlaufbahn ist die Reduzierung und völlige Abwesenheit Signal in einer Situation, in der die Sonne und der sendende Satellit auf einer Linie mit der Empfangsantenne sind (die Position „Sonne hinter dem Satelliten“). Dieses Phänomen ist auch in anderen Umlaufbahnen inhärent, aber gerade in geostationären Umlaufbahnen, wenn der Satellit „stationär“ am Himmel ist, manifestiert es sich besonders deutlich. In mittleren Breiten nördliche Hemisphäre Solarstörungen treten in den Zeiträumen vom 22. Februar bis 11. März und vom 3. bis 21. Oktober mit einer maximalen Dauer von bis zu zehn Minuten auf. Bei klarem Wetter fokussierte Antennen mit leichter Beschichtung Sonnenstrahlen kann die Sende- und Empfangsausrüstung der Satellitenantenne beschädigen (schmelzen).

siehe auch

• Quasi-geostationäre Umlaufbahn

Anmerkungen

1. Noordung Hermann Das Problem mit der Raumfahrt. – DIANE Publishing, 1995. – S. 72. – ISBN 978-0788118494
2. Außerirdische Relais – Können Raketenstationen weltweite Funkabdeckung bieten? (Englisch) (pdf). Arthur C. Clark (Oktober 1945). Archiviert
3. Die Anforderung, dass Satelliten im geostationären Orbit in ihren Orbitpositionen relativ zur Erde stationär bleiben müssen, sowie eine große Anzahl von Satelliten in diesem Orbit an verschiedenen Punkten, führen dazu interessanter Effekt beim Beobachten und Fotografieren von Sternen mit einem Teleskop mittels Guiding – Beibehaltung der Ausrichtung des Teleskops angegebenen Punkt Sternenhimmel zum Ausgleich täglicher Wechsel Erde (Problem umgekehrt zur geostationären Funkkommunikation). Wenn Sie durch ein solches Teleskop schauen Sternenhimmel in der Nähe des Himmelsäquators, wo die geostationäre Umlaufbahn verläuft, dann wann bestimmte Bedingungen Sie können sehen, wie die Satelliten nacheinander vor dem Hintergrund von Fixsternen in einem engen Korridor vorbeiziehen, wie Autos auf einer stark befahrenen Autobahn. Dies macht sich besonders bei Langzeitbelichtungen von Sternen bemerkbar, siehe zum Beispiel: Babak A. Tafreshi. Geostationärer Highway. (Englisch) . Die Welt Nachts (TWAN). Archiviert vom Original am 23. August 2011. Abgerufen am 25. Februar 2010. Quelle: Babak Tafreshi (Nachtwelt). Geostationäre Autobahn. (Russisch) . Astronet.ru. Archiviert vom Original am 23. August 2011. Abgerufen am 25. Februar 2010.
4. für die Umlaufbahnen von Satelliten, deren Masse im Vergleich zur Masse des Attraktors vernachlässigbar ist astronomisches Objekt
5. Umlaufbahnen künstlicher Erdsatelliten. Satelliten in die Umlaufbahn bringen
6. Das Teledesic-Netzwerk: Verwendung von Satelliten in niedriger Erdumlaufbahn zur weltweiten Bereitstellung eines breitbandigen, drahtlosen Echtzeit-Internetzugangs
7. Magazin „Around the World“, Nr. 9, September 2009. Die Umlaufbahnen, die wir wählen
8. Mosaik. Teil II
9. Der Satellit überschreitet den Horizont um 3°
10. Aufmerksamkeit! Die Zeit der aktiven Sonneninterferenz steht vor der Tür!
11. Sonneneinstrahlung

Links

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Umlaufgeschwindigkeit- orbitinis greitis statusas T sritis fizika atitikmenys: engl. Umlaufgeschwindigkeit vok. orbitale Geschwindigkeit, f rus. Umlaufgeschwindigkeit, f pranc. vitesse orbitale, f … Fizikos terminų žodynas

Die Anfrage „Standpunkt“ wird hierher weitergeleitet; siehe auch andere Bedeutungen. Standpunkt oder Orbitalposition ist die Position eines Satelliten, der sich in einer geostationären Umlaufbahn befindet. Da sich der Satellit auf ... Wikipedia befindet

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Milchstraße Die vierte Fluchtgeschwindigkeit ist die minimal erforderliche Geschwindigkeit eines Körpers, um die Schwerkraft zu überwinden ... Wikipedia

So wie Sitze in einem Theater unterschiedliche Perspektiven auf eine Aufführung bieten, bieten unterschiedliche Satellitenumlaufbahnen Perspektiven, jede mit einem anderen Zweck. Einige scheinen über einem Punkt auf der Oberfläche zu schweben und bieten einen ständigen Blick auf eine Seite der Erde, während andere unseren Planeten umkreisen und an einem Tag viele Orte überfliegen.

Arten von Umlaufbahnen

In welcher Höhe fliegen Satelliten? Es gibt drei Arten erdnaher Umlaufbahnen: hoch, mittel und niedrig. Auf der höchsten Ebene, am weitesten von der Oberfläche entfernt, befinden sich in der Regel viele Wetter- und einige Kommunikationssatelliten. Zu den im mittleren Erdorbit rotierenden Satelliten gehören Navigationssatelliten und spezielle Satelliten zur Überwachung einer bestimmten Region. Die meisten wissenschaftlichen Raumfahrzeuge, einschließlich der Flotte des Erdbeobachtungssystems der NASA, befinden sich in einer niedrigen Umlaufbahn.

Die Geschwindigkeit ihrer Bewegung hängt von der Flughöhe der Satelliten ab. Je näher man der Erde kommt, desto stärker wird die Schwerkraft und die Bewegung beschleunigt sich. Beispielsweise benötigt der Aqua-Satellit der NASA etwa 99 Minuten, um unseren Planeten in einer Höhe von etwa 705 km zu umkreisen, während ein meteorologisches Gerät, das sich 35.786 km von der Oberfläche entfernt befindet, 23 Stunden, 56 Minuten und 4 Sekunden benötigt. In einer Entfernung von 384.403 km vom Erdmittelpunkt vollendet der Mond eine Umdrehung in 28 Tagen.

Aerodynamisches Paradoxon

Eine Änderung der Flughöhe des Satelliten verändert auch seine Umlaufgeschwindigkeit. Hier liegt ein Paradoxon vor. Wenn ein Satellitenbetreiber seine Geschwindigkeit erhöhen möchte, kann er nicht einfach die Motoren anwerfen, um ihn zu beschleunigen. Dadurch werden die Umlaufbahn (und die Höhe) vergrößert, was zu einer Verringerung der Geschwindigkeit führt. Stattdessen sollten die Motoren in die entsprechende Richtung gestartet werden entgegengesetzten Richtung Bewegung des Satelliten, d. h. eine Aktion ausführen, die auf der Erde die Bewegung verlangsamen würde Fahrzeug. Durch diese Aktion wird es nach unten bewegt, was eine höhere Geschwindigkeit ermöglicht.

Eigenschaften der Umlaufbahn

Neben der Höhe ist die Bahn eines Satelliten durch Exzentrizität und Neigung gekennzeichnet. Der erste bezieht sich auf die Form der Umlaufbahn. Ein Satellit mit geringer Exzentrizität bewegt sich auf einer nahezu kreisförmigen Flugbahn. Eine exzentrische Umlaufbahn hat die Form einer Ellipse. Die Entfernung des Raumfahrzeugs zur Erde hängt von seiner Position ab.

Die Neigung ist der Winkel der Umlaufbahn relativ zum Äquator. Ein Satellit, der direkt über dem Äquator kreist, hat keine Neigung. Wenn ein Raumschiff den Norden überfliegt und Südpole(geografisch, nicht magnetisch), seine Neigung beträgt 90°.

Alles in allem – Höhe, Exzentrizität und Neigung – bestimmen die Bewegung des Satelliten und wie die Erde aus seiner Sicht aussehen wird.

Hohe Erdnähe

Wenn der Satellit genau 42.164 km vom Erdmittelpunkt entfernt ist (ungefähr 36.000 km von der Oberfläche entfernt), betritt er eine Zone, in der seine Umlaufbahn der Rotation unseres Planeten entspricht. Da sich das Schiff mit der gleichen Geschwindigkeit wie die Erde bewegt, d. h. seine Umlaufzeit 24 Stunden beträgt, scheint es über einen einzigen Längengrad stationär zu bleiben, obwohl es von Norden nach Süden driften kann. Diese besondere hohe Umlaufbahn wird als geosynchron bezeichnet.

Der Satellit bewegt sich auf einer kreisförmigen Umlaufbahn direkt über dem Äquator (Exzentrizität und Inklination sind Null) und bleibt relativ zur Erde stationär. Es befindet sich immer über dem gleichen Punkt seiner Oberfläche.

Die Molniya-Umlaufbahn (Inklination 63,4°) wird zur Beobachtung in hohen Breiten genutzt. Geostationäre Satelliten sind an den Äquator gebunden und daher nicht für den Einsatz im hohen Norden oder Norden geeignet südliche Regionen. Diese Umlaufbahn ist ziemlich exzentrisch: Das Raumschiff bewegt sich in einer langgestreckten Ellipse, wobei sich die Erde nahe an einem Rand befindet. Da der Satellit durch die Schwerkraft beschleunigt wird, bewegt er sich in der Nähe unseres Planeten sehr schnell. Während es sich entfernt, verlangsamt sich seine Geschwindigkeit, sodass es mehr Zeit am oberen Ende seiner Umlaufbahn am erdfernsten Rand verbringt, dessen Entfernung bis zu 40.000 km betragen kann. Die Umlaufzeit beträgt 12 Stunden, allerdings verbringt der Satellit etwa zwei Drittel dieser Zeit auf einer Hemisphäre. Wie bei einer halbsynchronen Umlaufbahn folgt der Satellit alle 24 Stunden der gleichen Bahn. Er dient der Kommunikation weit im Norden oder Süden.

Niedrige Erdnähe

Mehrheitlich Wissenschaftliche Satelliten, viele meteorologische und Raumstation befinden sich in einer nahezu kreisförmigen erdnahen Umlaufbahn. Ihre Steigung hängt davon ab, was sie überwachen. TRMM wurde zur Überwachung von Niederschlägen in den Tropen ins Leben gerufen, daher weist es eine relativ geringe Neigung (35°) auf und bleibt nahe am Äquator.

Viele der Satelliten des NASA-Beobachtungssystems haben eine polarnahe Umlaufbahn mit hoher Neigung. Die Raumsonde umkreist die Erde in einem Zeitraum von 99 Minuten von Pol zu Pol. Die Hälfte der Zeit überquert er die Tagseite unseres Planeten und wendet sich am Pol zur Nachtseite.

Während sich der Satellit bewegt, dreht sich die Erde unter ihm. Wenn sich das Fahrzeug in den beleuchteten Bereich bewegt, befindet es sich über dem Bereich neben der Zone seiner letzten Umlaufbahn. Über einen Zeitraum von 24 Stunden decken die Polarsatelliten ab am meisten Die Erde zweimal: einmal tagsüber und einmal nachts.

Sonnensynchrone Umlaufbahn

Genauso wie geosynchrone Satelliten sich über dem Äquator befinden müssen, damit sie über einem Punkt bleiben können, haben polar umlaufende Satelliten die Möglichkeit, an diesem Punkt zu bleiben. Ihre Umlaufbahn ist sonnensynchron – beim Überqueren Raumfahrzeug Am Äquator ist die lokale Sonnenzeit immer gleich. Zum Beispiel, Terra-Satellitüberquert Brasilien immer um 10:30 Uhr. Die nächste Überfahrt 99 Minuten später über Ecuador oder Kolumbien erfolgt ebenfalls um 10:30 Uhr Ortszeit.

Eine sonnensynchrone Umlaufbahn ist für die Wissenschaft notwendig, da sie die Beibehaltung des Einfallswinkels ermöglicht Sonnenlicht zur Erdoberfläche, obwohl sie je nach Jahreszeit variieren kann. Diese Konsistenz bedeutet, dass Wissenschaftler Bilder unseres Planeten aus derselben Jahreszeit über mehrere Jahre hinweg vergleichen können, ohne sich über zu große Lichtsprünge Sorgen machen zu müssen, die die Illusion einer Veränderung erzeugen könnten. Ohne eine sonnensynchrone Umlaufbahn wäre es schwierig, sie im Zeitverlauf zu verfolgen und die für die Untersuchung des Klimawandels erforderlichen Informationen zu sammeln.

Der Weg des Begleiters hier ist sehr begrenzt. Bei einer Höhe von 100 km sollte die Umlaufbahn eine Neigung von 96° haben. Jede Abweichung ist inakzeptabel. Da der atmosphärische Widerstand und die Gravitationskraft von Sonne und Mond die Umlaufbahn der Raumsonde verändern, muss sie regelmäßig angepasst werden.

Injektion in die Umlaufbahn: Start

Der Start eines Satelliten erfordert Energie, deren Menge vom Standort des Startplatzes, der Höhe und Neigung der zukünftigen Flugbahn seiner Bewegung abhängt. Um in eine entfernte Umlaufbahn zu gelangen, müssen Sie Geld ausgeben mehr Energie. Satelliten mit einer erheblichen Neigung (z. B. Polarsatelliten) sind energieintensiver als solche, die den Äquator umkreisen. Das Einführen in eine Umlaufbahn mit geringer Neigung wird durch die Erdrotation unterstützt. bewegt sich in einem Winkel von 51,6397°. Dies ist notwendig, um es Raumfähren und russischen Raketen leichter zu erreichen. Die Höhe der ISS beträgt 337-430 km. Polarsatelliten hingegen erhalten keine Unterstützung durch den Erdimpuls und benötigen daher mehr Energie, um über die gleiche Distanz zu fliegen.

Einstellung

Sobald ein Satellit gestartet ist, müssen Anstrengungen unternommen werden, um ihn auf einer bestimmten Umlaufbahn zu halten. Da die Erde keine perfekte Kugel ist, ist ihre Schwerkraft an manchen Stellen stärker. Diese Unregelmäßigkeit verändert zusammen mit der Anziehungskraft von Sonne, Mond und Jupiter (dem massereichsten Planeten des Sonnensystems) die Neigung der Umlaufbahn. Im Laufe ihrer Lebensdauer wurden die GOES-Satelliten drei- oder viermal justiert. Die niedrig umlaufenden Raumfahrzeuge der NASA müssen ihre Neigung jährlich anpassen.

Darüber hinaus werden erdnahe Satelliten durch die Atmosphäre beeinflusst. Obwohl die obersten Schichten recht dünn sind, üben sie einen ausreichend starken Widerstand aus, um sie näher an die Erde heranzuziehen. Die Wirkung der Schwerkraft führt zur Beschleunigung von Satelliten. Mit der Zeit verglühen sie, steigen spiralförmig tiefer und schneller in die Atmosphäre ab oder fallen auf die Erde.

Der Luftwiderstand ist stärker, wenn die Sonne aktiv ist. Genau wie die Luft darin Heißluftballon dehnt sich aus und steigt auf, wenn es erhitzt wird, die Atmosphäre steigt und dehnt sich aus, wenn die Sonne ihr zusätzliche Energie gibt. Dünne Schichten der Atmosphäre steigen auf, an ihre Stelle treten dichtere Schichten. Daher müssen Satelliten, die die Erde umkreisen, etwa viermal im Jahr ihre Position ändern, um den Luftwiderstand auszugleichen. Wann Sonnenaktivität Maximal muss die Position des Geräts alle 2-3 Wochen angepasst werden.

Weltraummüll

Der dritte Grund, der eine Änderung der Umlaufbahn erzwingt, ist Weltraummüll. Einer der Kommunikationssatelliten von Iridium kollidierte mit einem nicht funktionierenden russischen Raumschiff. Sie stürzten ab und erzeugten eine Trümmerwolke, die aus mehr als 2.500 Teilen bestand. Jedes Element wurde der Datenbank hinzugefügt, die heute über 18.000 Objekte künstlichen Ursprungs umfasst.

Die NASA überwacht sorgfältig alles, was sich den Satelliten in den Weg stellt, da die Umlaufbahnen aufgrund von Weltraummüll bereits mehrmals geändert werden mussten.

Ingenieure überwachen die Position von Weltraumschrott und Satelliten, die die Bewegung stören könnten, und planen bei Bedarf sorgfältig Ausweichmanöver. Dasselbe Team plant und führt Manöver aus, um die Neigung und Höhe des Satelliten anzupassen.