а) б) в)

Рис. 4. а - общий случай орбиты спутника с наклонением 0° < "i" < 90°., б)- экваториальная орбит, в) - полярная орбита

Орбиты, проходящие над Северным и Южным полюсами Земли, и располагающие перпендикулярно экватору называют полярными (полюсными) . Полярные КЛА (i=90°) , субполярные (i~90°)) могут наблюдаться в любой точке земной поверхности. Вследствие вращения Земли проекция траектории полюсного КЛА на поверхность планеты при каждом новом обороте перемещается к западу. На данной орбите работает сеть спутниковой телефонии, наклонение 86,4 градусов и высота 780 км.

Орбиты спутников из-за гравитационного возмущения со стороны других планет, давления солнечного излучения, несферической формы Земли, ее магнитного поля и атмосферы заметно меняются во времени. Поэтому в ходе эксплуатации спутника регулярно проводятся траекторные измерения, и при необходимости его орбита корректируется.

Высота орбиты- это расстояние от спутника до поверхности Земли. Высота орбиты существенно влияет на результаты ДЗЗ. От нее зависят такие характеристики изображения, как полоса обзора и пространственное разрешение. Чем выше спутник находится над поверхностью Земли, тем больше потенциальная полоса обзора и тем ниже пространственное разрешение.

По высотам полета КЛА делятся до 500 км, от 500 до 2000 км, от 36000 до 40000 км. На высоты до 500 км – околоземные орбиты, запускают космические корабли, орбитальные станции и другие КЛА, обеспечивающие возможность детальной съемки в течение относительно короткого времени. До 2000 км от Земли- орбиты искусственных спутников Земли, запускают метеорологические, геодезические, астрономические спутники и другие ИСЗ.

На больших высотах от 36000 до 40000 км – орбиты геостационарных спутников, предназначенные для целей связи, для прослеживания земной поверхности и облачных образований.

Пилотируемые полеты совершаются не выше 600 км, т. к., радиационные пояса, окружающие нашу планету создают опасность для жизни космонавтов. Максимальная интенсивность облучения достигается на высоте около 3000 км.

Самые высокие околоземные орбиты, околосолнечные, лежат на высоте 1,5 миллиона км.

На низкоорбитальных орбитах проходят правительственные и коммерческие системы спутников связи. Для военных спутников-разведчиков высота примерно 150 км (низкоорбитальная) разрешение съемки 10-30 см. Среднеорбитальными ИСЗ обычно считаются спутники с высотами от 2000 км до 35786 км (рис. 5).

Рис. 5. Низкоорбитальные ИСЗ (а) и среднеорбитальные ИСЗ (б).

Для глобальной системы связи на геостационарных орбитах достаточно трех спутников, на орбитах средней высоты (5000-15 000 км) требуется уже от 8 до 12 космических аппаратов, для высот 500-2000 км нужно более 50 спутников.

Если наклонение "i" орбиты равно нулю, то такие орбиты геостационарные (рис. 6,а), не равно нулю, то такие ИСЗ называются геосинхронными (положение относительно Земли рис. 6, б ), солнечно-синхронные орбиты (гелиосинхронные) имеют постоянную ориентацию относительно Солнца.

Ценность солнечно-синхронных орбит состоит в том, что, двигаясь по ней, спутники пролетает над земными объектами всегда в одно и то же время суток, что важно для проведения космической съемки.

Рис. 6. Геостационарный (а) и геосинхронный (б) ИСЗ.

Благодаря близости к полярным орбитам с них можно следить за всей земной поверхностью, что важно для метеорологических, картографических и разведывательных спутников, которые называют спутниками дистанционного зондирования Земли.

Гражданские спутники дистанционного зондирования Земли обычно работают на высотах 500-600 км с разрешением съемки 1 м.

При глобальном метеорологическом мониторинге спутники обычно размещают на геостационарной или высокой солнечно-синхронной, а при региональном – на орбите сравнительно-небольшой высоты (500-1000 км) с наклонением, позволяющим регулярно проводить съемку выбранного района.

Так с геостационарной орбиты можно обозревать значительную часть земной поверхности, ее «заселяют» не только аппараты связи и метеоспутники, но и системы предупреждения о ракетном нападении. Согласно международной конвенции по мирному использованию космического пространства при ООН, и требованиям международного радиочастотного комитета, во избежание радиопомех, угловое расстояние между геостационарными спутниками не должно быть менее 0.5°. Теоретически количество cпутников, находящихся на безопасном расстоянии на геостационарных орбитах, должно быть не более 720 штук. В последнее десятилетие это расстояние между ГСС не выдерживается.

Параметры орбиты для спутниковых навигационных систем:

ГЛОНАСС – 19 100 км с наклонением около 64 градус (рис. 7);

Рис. 7 Группировка спутников ГЛОНАСС

GPS (США), Galileo (Европа), Бэйдоу (Китай) – спутниковые группировки располагаются на круговых орбитах высотой 20 000- 23 500 км с наклонением 55-56 градусов.

Рис.8. Группировка спутников GPS

Спутник, движущийся в земной атмосфере, испытывает аэродинамическое торможение, зависящее от плотности атмосферы на высоте Полета, от скорости спутника, площади его поперечного сечения и массы. Возмущение орбиты за счет аэродинамического торможения содержит регулярную и нерегулярную составляющие. К регулярным возмущениям приводит суточный эффект (ночью, т.е. в конусе земной тени, Плотность атмосферы на данной высоте меньше, чем днем). Движение воздушных масс, влияние потоков заряженных частиц, выбрасываемых солнцем, приводят к нерегулярным возмущениям. Для природоведческих спутников сопротивление атмосферы играет заметную роль только при низких орбитах; при высоте перигея более 500-600 км возмущающее ускорение от неравномерности распределения масс превышает на два порядка и более ускорение от торможения в атмосфере.

При высоте перигея от 500-600 до нескольких тысяч километров к основному возмущающему фактору добавляется давление солнечного света (вместо сопротивления атмосферы). Влияние этого давления проявляется в дополнительных малых периодических возмущениях элементов орбиты. Если же спутник движется так, что регулярно попадает в конус земной тени, то имеют место также и небольшие постоянные изменения элементов. Но ускорение за счет давления света на несколько порядков меньше возмущающего ускорения за счет основного фактора. Еще слабее влияние притяжения Луны и Солнца

Форма Земли – это геоид, полярный радиус которого R П = 6356,8 км, а экваториальный - R Э = 6378,2 км, т.е. экваториальный радиус больше полярного на 21,4 км. Из-за несферичности Земли, плоскость орбиты медленно поворачивается вокруг земной оси в направлении, противоположном вращению ИСЗ (рис. 9).

Рис. 9. Прецессия орбиты ИСЗ

Этот процесс называется абсолютной прецессией. За счёт прецессии орбита спутника может смещаться с угловой скоростью до 9°/сутки, а за счёт поворота эллиптической орбиты - до 15°/сутки. Величина абсолютной прецессии, зависящая от наклонения орбиты, высоты полета, радиуса Земли за сутки составляет [Новаковский]

Солнечная прецессия возникает в связи с тем, что за одни звездные сутки, равные 23 h 53 m , Земля поворачивается вокруг своей оси на 360° + 0,9856°.

Cкорость космических летательных аппаратов.

Для искусственного спутника Земли, движущегося у самой поверхности Земли, т.е. когда высота точки орбиты H =0, а любое расстояние r от центра Земли, равно среднему радиусу Земли, r о = 6371 км, круговая скорость будет равна 7,91 км/с.

В связи с влиянием на движение КЛА сопротивления атмосферы круговая орбита вблизи Земли неосуществима.

Скорость КЛА на высоте 200 км над Землей, равная 7,79 км/с т.е. минимальная скорость аппарата движущееся горизонтально над поверхностью планеты по круговой орбите и необходимая для выведения его на геоцентрическую орбиту называется первой космической скоростью (кругова́я ско́рость). Данную скорость берут для расчета интервала фотографирования при выполнении космических съемок, определения геометрического сдвига изображения и др.

Втора́я косми́ческая ско́рость (параболи́ческая ско́рость, ско́рость освобожде́ния, ско́рость убега́ния) - минимальная скорость, которую необходимо придать космическому аппарату, масса которого пренебрежимо мала по сравнению с массой небесного тела (например, планеты), для преодоления гравитационного притяжения этого небесного тела и покидания замкнутой орбиты вокруг него.

Вторая космическая скорость своя для каждого небесного тела (для каждой планеты) и является его характеристикой. Для Земли вторая космическая скорость равна 11,2 км/с. Тело, имеющее около Земли такую скорость, покидает окрестности Земли и становится спутником Солнца. Для Солнца вторая космическая скорость составляет 617,7 км/с.

Минимальная скорость, которую необходимо придать находящемуся вблизи поверхности Земли телу, для преодоления гравитационного притяжение Земли и Солнца и уйти за пределы Солнечной системы называют тре́тьей косми́ческой ско́ростью.

Минимально необходимая скорость тела, позволяющая преодолеть притяжение галактики в данной точке называется четвёртой косми́ческой ско́ростью.

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:

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.

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

Траектории движения искусственных космических аппаратов отличаются от орбит естественных небесных тел: дело в том, что в первом случае присутствуют так называемые «активные участки». Это те участки орбиты спутников , на которых они двигаются, включив реактивный двигатель. Таким образом, вычисление траектории движения космических аппаратов – сложная и ответственная задача, занимаются которой специалисты в области астродинамики .

Каждая спутниковая система обладает определенным статусом, зависящим от назначения спутника, его размещения, охвата обслуживаемой территории, принадлежности как самого космического аппарата, так и наземной станции, принимающей его сигналы. В зависимости от статуса, спутниковые системы бывают:

• Международные (региональные или глобальные);
• Национальные;
• Ведомственные.

Кроме того, все орбиты подразделяются на геостационарные и негеостационарные (в свою очередь, делящиеся на LEO – низкоорбитальные, MEO – средневысотные и HEO – эллиптические). Рассмотрим эти классы подробнее.

Геостационарные спутниковые орбиты

Этот тип орбиты используется для размещения космических аппаратов чаще всего, ведь он обладает существенными преимуществами: возможна непрерывная круглосуточная связь, а сдвиг частоты практически отсутствует. Геостационарные спутники располагаются на высоте около 36000 км над поверхностью Земли и двигаются со скоростью ее вращения, как бы «зависая» над определенной точкой экватора, «подспутниковой точкой». Однако, на самом деле, положение такого спутника не неподвижно: он испытывает некоторый «дрейф» из-за ряда факторов, как следствие – орбита слегка смещается со временем.

Как уже отмечалось, геостационарный спутник практически не требует перерывов в работе, так как отсутствует взаимное перемещение космического аппарата и его наземной станции. Система, состоящая из трех спутников этого типа, способна обеспечить охват почти всей земной поверхности.

Вместе с тем, такие системы не лишены и определенных недостатков, главный из которых – некоторая задержка сигнала. Поэтому спутники на геостационарных орбитах применяются чаще всего для осуществления радио- и телевещания, в которых задержки в обоих направлениях 250 мс не сказываются на качестве сигнала. Существенно более ощутимыми оказываются задержки в системе радиотелефонной связи (с учетом обработки сигнала в наземных сетях, суммарное время уже примерно 600 мс). Кроме того, зона охвата подобных спутников не включает высокоширотные районы (свыше 76,50° с.ш . и ю.ш .), то есть действительно глобальный охват не гарантируется.

В связи с бурным развитием спутниковой связи, в последнее десятилетие на геостационарной орбите стало «тесно», а с размещением новых аппаратов возникают проблемы. Дело в том, что, в соответствии с международными нормами, на околоэкваториальной орбите можно разместить не более 360-ти спутников, иначе будут возникать взаимные помехи.

Средневысотные орбиты спутников

Спутниковые системы этого типа начали разрабатывать компании, занимающиеся изначально выпуском геостационарных космических аппаратов. Средневысотная орбита обеспечивает более качественные показатели связи для подвижных абонентов, так как каждый пользователь мобильной связью оказывается в поле достижения одновременно нескольких спутников; суммарная задержка – не более 130 мс.

Местоположение негеостационарного спутника ограничено так называемыми радиационными поясами Ван-Аллена, пространственными поясами заряженных частиц, которые были «захвачены» магнитным полем Земли. Первый из устойчивых поясов высокой радиации находится примерно на высоте 1500 км от поверхности планеты, его размах – несколько тысяч километров. Второй пояс – с такой же высокой интенсивностью (10 000 имп ./с), находится в пределах 13000–19000 км от Земли.

Своеобразная «трасса» для средневысотных спутников располагается между первым и вторым радиационными поясами, то есть на высоте 5000–15000 км. Эти аппараты слабее геостационарных, поэтому для полного покрытия поверхности Земли необходима орбитальная группа из 8-12 спутников (например, Spaceway NGSO, ICO, «Ростелесат »); каждый спутник находится в зоне радиовидимости наземной станции недолго, примерно 1,5-2 ч.

Низкие круговые орбиты спутников

Спутники на низких орбитах (700-1500 км) обладают некоторыми преимуществами перед другими космическими аппаратами по энергетическим характеристикам, однако, проигрывают в длительности сеансов связи, а также общем сроке службы. Период обращения спутника, в среднем, составляет 100 мин, при этом примерно 30% этого времени он пребывает на теневой стороне планеты. Аккумуляторные бортовые батареи способны испытать в год около 5000 циклов зарядки/разрядки, как результат – срок их работы не превышает 5-8 лет.

Выбор подобного диапазона высот для низкоорбитальных спутниковых систем неслучаен. На высоте менее 700 км относительно высокая плотность атмосферы, что вызывает «деградацию» орбиты – постепенное отклонение от курса, для его сохранения требуются повышенные затраты топлива. На высоте же 1500 км начинается первый пояс Ван-Аллена, в зоне радиации которого практически невозможна работа бортовой аппаратуры.

Однако в связи с низкой высотой орбиты, для охвата всей территории Земли требуется орбитальная группировка из не менее чем 48 космических аппаратов. Период вращения на этих орбитах – 90 мин-2 ч, при этом максимальное время пребывания спутника в зоне радиовидимости – всего 10-15 мин.

Эллиптические орбиты

Эллиптические орбиты спутников Земли являются синхронными, то есть, будучи выведенными на орбиту, они вращаются со скоростью планеты, а период обращения кратен суткам. В настоящее время используется несколько типов подобных орбит: Archi-medes , Borealis , «Тундра»,«Молния».

Скорость эллиптического спутника в апогее (при достижении вершины «эллипса») ниже, чем в перигее, поэтому в этот период аппарат может находиться в зоне радиовидимости определенного региона дольше, чем спутник с круговой орбитой. Сеансы связи, к примеру, у «Молнии» длятся 8-10 ч, а система из трех спутников способна поддерживать круглосуточную глобальную связь.

Как известно, в общем случае любой спутник движется по эллиптической орбите. Эллипсом является геометрическое место точек, для которых сумма расстояний до двух заданных фокусов F1 и F2 есть величина постоянная, равная длине большой оси эллипса:

2а = r 1 + r 2 . (1.1)

Фокусы F1 и F2 лежат на большой оси эллипса (рисунок 1.2,а) по обе стороны от центра на расстоянии

Форма эллипса характеризуется эксцентриситетом е = с/а. Для эллипса е < 1. При эксцентриситете, равном нулю, эллипс превращается в окружность. Расстояние от точки М на эллипсе до первого фокуса F 1 выражается формулой:

r 1 = МF 1 = а − е х. (1.3)

Орбита ИСЗ (рисунок 1.2,б) без возмущений представляет собой эллипс, один из фокусов которого совпадает с центром масс Земли. Наиболее близко расположенная точка пересечения фокальной оси с эллиптической орбитой называется перигеем (П), а наиболее удаленная – апогеем (А).

Положение ИСЗ на орбите относительно Земли может быть определено шестью кеплеровыми элементами, два из которых характеризуют размеры и форму орбиты, три – ориентацию орбиты и направление движения ИСЗ, а шестой – положение спутника на орбите. Этими шестью элементами являются:

 большая полуось а,

 эксцентриситет e,

 наклонение i,

 долгота восходящего узла Ω,

 аргумент перицентра ω,

 средняя аномалия M o . (время прохождения спутника через перигей)

На рисунке изображена эллиптическая орбита ИСЗ в абсолютной геоцентрической (экваториальной) системе координат. Начало системы совмещено с центром Земли. Ось ОZ направлена вдоль оси вращения Земли в сторону северного полюса. Ось ОХ лежит в экваториальной плоскости и направлена в точку весеннего равноденствия. Ось ОУ дополняет декартову правую систему координат

Большая полуось орбиты а вычисляется по формуле (1.1) и характеризует среднее удаление движущегося ИСЗ от центра Земли. Большая ось орбиты проходит через центр Земли и соединяет точки апогея и перигея.

Эксцентриситет орбиты е – отношение расстояния между фокусами к большой оси, е = с/а характеризует форму орбиты. Для орбит ИСЗ е ≤ 1. Эксцентриситет орбит спутников радиосвязи, как правило, не превышает 0,5. При е = 0 орбита является круговой, для которой высоты апогея и перигея равны. По круговой орбите ИСЗ движется с постоянной скоростью. При движении по эллиптической орбите скорость движения спутника изменяется, достигая максимума в области перигея и минимума – в области апогея.

Можно разделить внешний вид орбиты на пять групп:

е=0 - окружность

0< е <1 - эллипс

е =1 - парабола

1< е < ∞ - гипербола

е =∞ - прямая (вырожденный случай)

Наклонение орбиты i – двугранный угол между плоскостью орбиты и плоскостью экватора (линия пересечения плоскости эклиптики (экватора для ИСЗ) (Наклон оси вращения Земли около 23.44°) с плоскостью орбиты спутника), отсчитываемый от плоскости экватора против хода часовой стрелки для наблюдателя, находящегося в точке восходящего узла (ВУ). Восходящим узлом называют точку, в которой ИСЗ переходит из южного полушария в северное. Противоположная точка называется нисходящим узлом. Наклонение измеряется в угловых градусах, минутах и секундах.

По наклонению орбиты делятся на экваториальные (i ≈ 0°), наклонные (0° ≤ i ≤ 90°) и полярные (i ≈ 90°).

Если 0

Если 90°

В применении к Солнечной системе, за плоскость отсчёта обычно выбирают плоскость орбиты Земли (плоскость эклиптики). Плоскости орбит других планет Солнечной системы и Луны отклоняются от плоскости эклиптики лишь на несколько градусов.

Для искусственных спутников Земли за плоскость отсчёта обычно выбирают плоскость экватора Земли.

Для спутников других планет Солнечной системы за плоскость отсчёта обычно выбирают плоскость экватора соответствующей планеты.

Для экзопланет и двойных звёзд за плоскость отсчёта принимают картинную плоскость.

Зная наклонение двух орбит к одной плоскости отсчёта и долготы их восходящих узлов, можно вычислить угол между плоскостями этих двух орбит - их взаимное наклонение, по формуле косинуса угла.

Долгота восходящего узла орбиты Ω характеризует поворот плоскости наклонной или полярной орбит вокруг оси (ОZ) вращения Земли. Долгота восходящего узла – это угол, расположенный в экваториальной области и отсчитываемый от направления на точку весеннего равноденствия (ось ОХ) до линии узлов.

Долгота восходящего узла- один из основных элементов орбиты, используемый для математического описания ориентации плоскости орбиты относительно базовой плоскости. Определяет угол в базовой плоскости, образуемый между базовым направлением на нулевую точку и направлением на точку восходящего узла орбиты, в которой орбита пересекает базовую плоскость в направлении с юга на север. Для определения восходящего и нисходящего узла выбирают некоторую (так называемую базовую) плоскость, содержащую притягивающий центр. В качестве базовой обычно используют плоскость эклиптики (движение планет, комет, астероидов вокруг Солнца), плоскость экватора планеты (движение спутников вокруг планеты) и т. д. Нулевая точка - Первая точка Овна (точка весеннего равноденствия). Угол измеряется от направления на нулевую точку против часовой стрелки.

Аргумент перигея ω характеризует ориентацию большой оси эллипса в плоскости орбиты. Аргумент перигея оценивается как угловое расстояние от восходящего узла (ВУ) до перигея (П), отсчитываемое в плоскости орбиты в направлении движения ИСЗ.

Аргумент перицентра- определяется как угол между направлениями из притягивающего центра на восходящий узел орбиты и на перицентр (ближайшую к притягивающему центру точку орбиты спутника), или угол между линией узлов и линией апсид. Отсчитывается из притягивающего центра в направлении движения спутника, обычно выбирается в пределах 0°-360°

Орбиты связных искусственных спутников Земли- это траектории движения ИСЗ в пространстве. Они определяются многими факторами, основным из которых является притяжение спутника Землей.

Ряд других факторов – торможение спутника в атмосфере Земли, влияние Луны, Солнца, планет и т.д. - также оказывает влияние на орбиту спутника. Это влияние весьма мало и учитывается в виде так называемого возмущения орбиты спутника, т.е. отклонения истинной траектории от идеальной, вычисленной в предположении, что спутник движется только под действием притяжения к Земле. Поскольку Земля является телом сложной формы с неравномерным распределением массы, то вычислить идеальную траекторию сложно. В первом приближении считают, что спутник движется в поле тяготения шарообразной Земли со сферически-симметричным распределением масссы. Такое поле тяготения называется центральным.

Основные параметры, характеризующие движение ИСЗ, могут быть определены с помощью законов Кеплера.

Применительно к спутникам Земли законы Кеплера формулируются следующим образом.

Первый закон Кеплера: орбита спутника Земли лежит в неподвижной плоскости, проходящей через центр Земли, и является эллипсом, в одном из фокусов которого находится центр Земли.

Второй закон Кеплера: радиус-вектор спутника (отрезок прямой, соединяющий спутник, находящийся на орбите, и центр Земли) в равные промежутки времени описывает равные площади.

Третий закон Кеплера: отношение квадратов периодов обращения спутников равно отношению кубов больших полуосей орбит.

В системах связи могут использоваться ИСЗ, движущиеся по орбитам, которые отличаются следующими параметрами: формой (круговая или эллиптическая); высотой над поверхностью Земли Н или расстоянием от центра Земли; наклонением, т.е. углом φ между экваториальной плоскостью и плоскостью орбиты. В зависимости от выбранного угла орбиты подразделяются на экваториальные (φ = 0), полярные (φ = 90°) и наклонные (0 < φ < 90°). Эллиптические орбиты, кроме того, характеризуются апогеем и перигеем, т.е. расстояниями от Земли, соответственно, до наиболее удаленной и до ближайшей точки орбиты. Апогей и перигей орбиты являются концами большой оси эллипса, а линия, на которой они находятся, называется осью апсид. При высоте орбиты 35 800 км период обращения ИСЗ будет равен земным суткам. Экваториальная круговая орбита с высотой 35 800 км при условии, что направление движения спутника совпадает с направлением вращения Земли относительно своей оси (с запада на восток), называется геостационарной орбитой (ГСО). Такая орбита является универсальной и единственной. Спутник, находящийся на ней, будет казаться земному наблюдателю неподвижным. Подобный ИСЗ называется геостационарным. В действительности ИСЗ, математически точно запущенный на ГСО, не остается неподвижным, а из-за эллиптичности Земли и по причине возмущения орбиты медленно уходит из заданной точки и совершает периодические (суточные) колебания по долготе и широте. Поэтому на ИСЗ должна быть установлена система автоматической стабилизации и удержания его в заданной точке ГСО.

Большинство современных ССП базируется на геостационарных спутниках. Однако в некоторых случаях представляют интерес сильно вытянутые эллиптические орбиты, имеющие такие параметры: угол наклонения φ = 63,5°, высота в апогее примерно 40 000 км, в перигее около 500 км. Для России с ее обширной территорией за Полярным кругом такая орбита является весьма удобной. Спутник, выведенный на нее, вращается синхронно с Землей, имеет период обращения 12 ч и, совершая за сутки два полных витка, появляется над одними и теми же районами Земли в одно и то же время. Длительность сеанса связи между ЗС, находящимися на территории России, при этом составляет 8 ч. Для обеспечения круглосуточной связи приходится выводить на эллиптические орбиты, плоскости которых взаимно смещены, 3-4 спутника, образующих систему спутников.

В последнее время наметилась тенденция использования связных ИСЗ, находящихся на низких орбитах (расстояние до Земли в пределах 700…1500 км). Системы связи с использованием ИСЗ на низких орбитах благодаря значительно меньшему (практически в 50 раз) расстоянию от Земли до спутника имеют ряд преимуществ перед ССП на геостационарных спутниках. Во-первых, это меньшее запаздывание и затухание передаваемого сигнала, а во-вторых, более простой вывод ИСЗ на орбиту. Основным недостатком подобных систем является необходимость выведения на орбиту большого количества спутников для обеспечения длительной непрерывной связи. Это объясняется небольшой зоной видимости отдельного ИСЗ, что усложняет связь между абонентами, находящимися на большом расстоянии друг от друга. Например, космический комплекс «Iridium» (США) состоит из 66 космических аппаратов, размещенных на круговых орбитах с наклонением φ = 86° и высотой 780 км. Спутники размещаются в орбитальных плоскостях, в каждой одновременно находятся 11 спутников. Угловое расстояние между соседними орбитальными плоскостями составляет 31,6°, за исключением 1-й и 6-й плоскостей, угловой разнос между которыми около 22°.

Антенная система каждого ИСЗ формирует 48 узких лучей. Взаимодействие всех ИСЗ обеспечивает глобальное покрытие Земли услугами связи. В нашей стране ведутся работы по созданию собственных низкоорбитальных спутниковых систем связи «Сигнал» и «Гонец».

Для уяснения особенностей работы низкоорбитальных спутниковых систем рассмотрим схему прохождения в ней сигналов (рис. 3.2).

Рис. 3.2. Система связи с несколькими ИСЗ на низкой орбите

В этом случае на каждой ЗС должны быть установлены две антенны (А1 и А2), которые могут осуществлять передачу и прием сигналов с помощью одного из спутников, находящегося в зоне взаимной связи. На рис. 3.2 показаны ИСЗ, движущиеся по часовой стрелке по одной низкой орбите, часть которой показана в виде дуги mn. Рассматриваемая система спутниковой связи работает следующим образом. Сигнал от ЗС1 через антенну A1 поступает на ИС34 и ретранслируется через ИС33, ИС32, ИСЗ1 к приемной антенне А1 ЗС2. Таким образом, в этом случае для ретрансляции сигнала используются антенны А2 и сегмент орбиты, содержащий ИС34 и ИСЗ1. При выходе ИС34 из зоны, лежащей левее линии горизонта аа", передача и прием сигнала будут вестись через антенны А1 и сегмент орбиты, содержащий ИС35...ИС32, и т.д.

Поскольку каждый ИСЗ может наблюдаться с достаточно большой территории на поверхности Земли, то можно осуществить связь между несколькими ЗС через один общий связной ИСЗ. В этом случае спутник оказывается «доступным» многим ЗС, поэтому такая система называется системой спутниковой связи с многостанционным доступом.

Использование ИСЗ, движущихся по орбите с малой высотой, упрощает аппаратуру ЗС, так как при этом возможно снижение усиления земных антенн, мощности передатчиков и работа с приемниками меньшей чувствительности, чем в случае геостационарных спутников. Однако в этом случае усложняется система управления движением большого числа ИСЗ по орбите.

В стадии разработки находится система связи на основе низкоорбитальных 840 связных спутников, оснащенных сканирующими антенными системами с высоким коэффициентом усиления покрывающих всю поверхность Земли сетью из 20 000 больших зон обслуживания, каждая из которых будет состоять из 9 малых зон. Спутники будут связаны с наземной телекоммуникационной сетью посредством высокопроизводительных ЗС. Однако и сами низкоорбитальные спутники связи сформируют независимую сеть, где каждый из них будет обмениваться данными с девятью соседями, используя высококачественные каналы межспутниковой связи. Эта иерархическая структура должна сохранить работоспособность при отказах отдельных спутников, при локальных перегрузках и выводе из строя части средств связи с наземной инфраструктурой.

Передача сигналов в ССП.

В отличие от других систем передачи, работающих в диапазоне СВЧ, в спутниковых системах радиосигнал преодолевает значительные расстояния, что определяет ряд особенностей, к которым относят допплеровский сдвиг частоты, запаздывание сигнала, нарушение непрерывности значений запаздывания и доплеровского сдвига частоты.

Известно, что относительное перемещение источника сигнала с частотой f со скоростью vp << с вызывает доплеровский сдвиг ∆fдоп = ±fvp /c, где с - скорость распространения электромагнитных колебаний; знак «+» соответствует уменьшению расстояния между источником сигнала и приемником сигнала, а «-» - увеличению.

При передаче модулированных колебаний частота каждой спектральной составляющей изменяется в 1 + (vр /с) раз, т.е. составляющие с более высокой частотой получают большее изменение частоты, а с более низкой частотой - меньшее. Таким образом, эффект Доплера приводит к переносу спектра сигнала на значение ∆fдоп и к изменению масштаба спектра в 1 + (vp/c) раз, т.е. к его деформации.

Для геостационарных спутников доплеровский сдвиг незначителен и не учитывается. Для сильно вытянутых эллиптических орбит (орбит типа «Молния») максимальное значение доплеровского сдвига для линии вниз в полосе 4 ГГц составляет 60 кГц, что приводит к необходимости компенсировать его, например по заранее рассчитанной программе. Сложнее компенсировать деформации спектра. Для этого могут быть применены устройства либо с переменной управляемой задержкой группового или СВЧ сигнала, изменяемой по программе, либо управляющие частотами группового преобразования каналообразующей аппаратуры систем передачи с частотным разделением каналов.