В нашей последней статье мы обсуждали основы геостационарной орбиты, описывая уникальные характеристики, которые делают эту специфическую орбиту столь важной. В этой статье я хотел бы охватить некоторые эксплуатационные соображения, которые могут быть важны при работе со спутниками на этих орбитах.
Расположение геостационарных спутников
Легкость сопровождения или даже отсутствие сопровождения — одна из основных характеристик геостационарной орбиты, которые делают ее столь ценной. Наблюдатель на земле может просто направить антенну на фиксированную точку в пространстве и затем забыть про нее [антенну] — никакого сопровождения не потребуется. Однако, прежде чем направить антенну, наблюдатель должен сначала определить, где располагается спутник.
Как мы видели в ряде статей об орбитальных системах координат, первый шаг в определении местонахождения спутника относительно наблюдателя состоит в определении положения как спутника, так и наблюдателя в одной и той же системе координат. Для этого мы воспользуемся фиксированной геоцентрической (Earth-Centered Fixed, ECF) координатной системой — широтой, долготой и расстоянием (или высотой) — как нашей общей системой координат.
КАКИЕ БЫВАЮТ ОРБИТЫ И КАК ОНИ «РАБОТАЮТ»
Раз так, одним из общих способов выражения положения геостационарного спутника является его долгота — то есть долгота точки на экваторе, над которой спутник «висит». Эта информация может быть получена из различных источников, включая «Geostationary Satellite Locator Guide» в каждом номере Satellite Times. Эта информация генерируется с использованием наисвежайших двухстрочных элементов и определяет долготу восходящего узла каждого спутника.
Чтобы спутник был геостационарным, конечно же, широта спутника должна быть нулевая, и его высота должна быть 35786 километров (в этом исследовании мы примем истинную геостационарную орбиту и сферическую землю). Зная долготу спутника, а также широту и долготу наблюдателя, мы можем теперь определить, где искать спутник.
Если R — радиус Земли, r — высота геостационарной орбиты, λ — долгота спутника, θ — долгота наблюдателя и φ — широта наблюдателя, то положение спутника и наблюдателя в ECF:
| Спутник | Наблюдатель |
| Sx = (R+r) cos λ | Ox = r cos φ cos θ |
| Sy = (R+r) sin λ | Oy = r cos φ sin θ |
| Sz = 0 | Oz = r sin φ |
и вектор расстояния равен разности координат положений спутника и наблюдателя:
| Расстояние |
| ρx = (R+r) cos λ — r cos φ cos θ |
| ρy = (R+r) sin λ — r cos φ sin θ |
| ρz = —r sin φ |
Чтобы вычислить азимут и высоту над горизонтом, мы используем координатное преобразование
Например, давайте вычислим положение спутника Galaxy 4, видимое из Пасадены (Pasadena), Калифорния.
| Константы | Спутник | Наблюдатель |
| R = 6,378 км | λ = 99.0° з.д. | φ = 34.15° с.ш. |
| r = 35,786 км | θ = 118.15° з.д. |
Геостационарные спутники
Использование этих значений дает азимут спутника 148.25°, высоту над горизонтом 45.32°, и расстояние 37390 км, что довольно близко к истинным значениям.
В то время как этот подход может использоваться для того, чтобы произвести хорошие оценки, возможно, что эти вычисления — не то, что вам хотелось бы делать руками (хотя они могут быть выполнены довольно легко с использованием электронной таблицы). К тому же, если вы не знаете долготу спутника, вы должны будете начать с орбитальных элементов спутника, еще более усложняя процесс. Конечно, вы можете использовать программу, подобную TrakStar, чтобы вычислить широту, долготу и высоту или углы наблюдения (азимут, высота над горизонтом и расстояние) любого спутника (геостационарного или любого другого) для любого временного интервала с использованием желаемых двухстрочных наборов элементов, взятых на сайте CelelesTrak WWW.
Электроснабжение
Геостационарные орбиты ставят некоторые интересные проблемы для системы электроснабжения. Чтобы понять эти проблемы, мы должны сначала немного поговорить об ориентации (в пространстве) геостационарных спутников и о положении геостационарной орбиты относительно солнца.
Все современные геостационарные космические аппараты используют один из двух способов стабилизации, чтобы поддержать их ориентацию: дуал-спиновую (dual-spin) или трехосевую стабилизацию (см. рисунок 1). Для dual-spin стабилизации спутник имеет форму цилиндра, который вращается вокруг его продольной оси. Этот тип спутника состоит из двух частей — вращающейся, на которой установлены панели солнечных батарей, и стабилизированной — с установленными коммуникационными антеннами. Вращающаяся часть обеспечивает основную стабилизацию и может вращаться со скоростью 100 об/мин (для первых спутников GOES). Стабилизированная часть вращается тоже, хотя намного медленнее — один оборот на виток (в сутки) — поддерживая антенны постоянно повернутыми к земле и предотвращая вход спутника в плоское вращение (которое является естественной тенденцией).
Рисунок 1. Типы ориентации геостационарных космических аппаратов
При трехосевой стабилизации ориентация космического корабля поддерживается с помощью momentum wheels или control moment gyros. Корпус космического аппарата вращается со скоростью один оборот на виток (в сутки), поддерживая антенны постоянно повернутыми к земле. Панели солнечных батарей лопастного типа также оборачиваются один раз в день, поддерживая направление на солнце.
Нужно отметить, что в обоих случаях ось вращения спутника перпендикулярна орбитальной плоскости, которая для геостационарных орбит является экваториальной плоскостью. Мы вскоре увидим, почему это важно.
Как на всех спутниках, панели солнечных батарей на геостационарных спутниках подвержены ряду факторов, которые могут приводить к значительным флуктуациям в производимой мощности, доступной бортовым системам. Первый из них — положение спутника относительно солнца — изменяется в течение года. При движении Земли по орбите ее расстояние от Солнца меняется от минимального 0.983 а.е. (астрономическая единица — среднее расстояние от Земли до Солнца — приблизительно равна 149597870 км) до максимального 1.067 а.е., то есть на 12518000 км. Если принять энергию, полученную от солнца при 1 а.е., равной 100 процентам, то получаемая энергия изменяется от 97 до 103 процентов, как показано на рисунке 2.
Рисунок 2. Влияние расстояния от Солнца
Но не только орбита земли не точно круговая, но и плоскость земного экватора не лежит в плоскости орбиты земли (эклиптике). Времена года на Земле — прямой результат этого обстоятельства. При наблюдении с Земли видно, что солнце медленно перемещается от 23° ниже экваториальной плоскости (при зимнем солнцестоянии) к 23° выше экваториальной плоскости (при летнем солнцестоянии) и обратно в течение года. Как отмечено на рисунке 3, с геостационарного спутника наблюдается та же картина.
Рисунок 3. Геометрия спутник-земля-солнце
Видимое движение солнца выше и ниже экваториальной плоскости приводит к двум эффектам. Во-первых, изменяется угол падения солнечной энергии на панели солнечных батарей, так как они должны вращаться относительно оси, перпендикулярной экваториальной плоскости. В результате количество солнечной энергии, падающей на панели солнечных батарей уменьшается на коэффициент cos(δ), где δ является углом склонения солнца (угол относительно экваториальной плоскости). Если мы примем количество энергии, получаемой при перпендикулярном падении солнечных лучей на панели солнечных батарей, за 100 процентов, то получаемая энергия уменьшается до 92 процентов при солнцестояниях, как показано на рисунке 4.
Рисунок 4. Влияние угла на солнце
Из рисунка 3 мы можем также увидеть, что из-за этой геометрии системы земля-солнце, геостационарная орбита обычно проходит вне конуса тени земли, кроме промежутков времени около весенних и осенних равноденствий (начало весны и осени). В эти времена геостационарные спутники вступают в сезоны затмений, когда они могут проводить до 70 минут ежедневно в тени. Эти сезоны длятся с конца февраля до середины апреля и начала сентября до середины октября. Процент от солнечного света, получаемый на геостационарном спутнике, показан на рисунке 5. Для подготовки к сезонам затмения, операторы спутников должны обеспечить соответствующее функционирование батарей космического аппарата с тем, чтобы выдерживать нагрузку в течение затмения каждый день.
Рисунок 5. Влияние затмения
Если мы объединим эффекты изменения расстояния до солнца, угла на солнце и затмений в течение года, мы получим результат, представленный на рисунке 6. Как можно увидеть из рисунка, доступная суммарная солнечная энергия изменяется на 12 процентов — от 89 до 101 процента.
Рисунок 6. Общая ежегодная эффективность
Если мы также учтем эффекты деградации солнечных батарей и их оптических покрытий под действием космической среды и рассмотрим штатный семилетний срок службы спутника, мы получим график, изображенный на рисунке 7. Типичные результаты показывают, что оптическое покрытие деградирует приблизительно на 7 процентов в первый год, а затем стабилизируется, в то время как солнечные батареи деградируют приблизительно на 3 процента за первый год и на 2 процента каждый последующий год. Как можно увидеть из графика, уровень мощности снижается от максимальной 99-процентной полной эффективности к низкой 72-процентной. При проектировании энергетической подсистемы космического аппарата это означает, что если для нормальных режимов эксплуатации требуется 7.5 кВт мощности, подсистема электроснабжения должна быть разработана так, чтобы обеспечить первоначальную мощность почти в 10 кВт, с тем, чтобы реальная мощность не понизилась ниже порога в конце запланированного срока службы спутника.
Рисунок 7. Суммарная эффективность от срока службы
Солнечная интерференция
В дополнение к планированию изменений мощности космического аппарата, спутниковые операторы и пользователи также должны планировать прекращение связи (или снижение производительности) вблизи сезонов затмений. Поскольку солнце пробегает небо ежедневно, постепенно перемещаясь на север или юг в зависимости от сезона, дважды в год наступает время, когда солнце находится непосредственно позади геостационарного спутника, если смотреть со стороны наземной антенны.
Когда это случается, поток солнечной радиоэнергии в направлении главного лепестка антенны может просто прервать связь. Хорошо, что такие сбои длятся только пару минут. Вы, возможно, когда-либо наблюдали такие сбои, когда смотрели ваш любимый кабельный канал (большинство из которых передаются через геостационарные спутники). Для наблюдателей в северном полушарии это случается перед весенним и после осеннего равноденствия.
Источник: ttcomm.ru
Орбиты спутниковых ретрансляторов
Орбиты, на которых размещаются спутниковые ретрансляторы, подразделяют на три класса [9] :
- экваториальные,
- наклонные,
- полярные.
Важной разновидностью экваториальной орбиты является геостационарная орбита, на которой спутник вращается с угловой скоростью, равной угловой скорости Земли, в направлении, совпадающем с направлением вращения Земли. Очевидным преимуществом геостационарной орбиты является то, что приемник в зоне обслуживания «видит» спутник постоянно.
Однако геостационарная орбита одна, и все спутники вывести на неё невозможно. Другим её недостатком является больша́я высота, а значит, и бо́льшая цена вывода спутника на орбиту. Кроме того, спутник на геостационарной орбите неспособен обслуживать земные станции в приполярной области.
Наклонная орбита позволяет решить эти проблемы, однако, из-за перемещения спутника относительно наземного наблюдателя необходимо запускать не меньше трех спутников на одну орбиту, чтобы обеспечить круглосуточный доступ к связи.
Полярная орбита — предельный случай наклонной (с наклонением 90º).
При использовании наклонных орбит земные станции оборудуются системами слежения, осуществляющими наведение антенны на спутник [10] . Станции, работающие со спутниками, находящимися на геостационарной орбите, как правило, также оборудуются такими системами, чтобы компенсировать отклонение от идеальной геостационарной орбиты. Исключение составляют небольшие антенны, используемые для приема спутникового телевидения: их диаграмма направленности достаточно широкая, поэтому они не чувствуют колебаний спутника возле идеальной точки.
Понравилась статья? Добавь ее в закладку (CTRL+D) и не забудь поделиться с друзьями:
Студопедия рекомендует:
Уголовно-исполнительное право: Шпаргалка 1. ПРЕДМЕТ, ЦЕЛИ, ЗАДАЧИ И МЕТОДЫ УГОЛОВНО-ИСПОЛНИТЕЛЬНОГО ПРАВА Предметомhttps://studopedia.ru/12_190694_orbiti-sputnikovih-retranslyatorov.html» target=»_blank»]studopedia.ru[/mask_link]
Общие параметры спутниковых систем навигации.
Системы спутниковых телекоммуникаций бурно развиваются, что обусловливает интенсивное освоение околоземного космического пространства.
Начальный этап развития спутниковых телекоммуникаций включал в себя два основных направления – телевидение и радиовещание – для реализации двух задач: 1. информационной экспансии; 2. охвата пространства стран, имеющих большие территории, что особенно актуально там, где невозможно никаким другим образом передать сигнал.
Современные системы спутниковых телекоммуникаций ввиду их сложности и дороговизны эксплуатации нацелены на выполнение нескольких задач как гражданского, так и военного назначения. Например, система Inmarsat. Рассмотрим основные направления использования и тенденции развития систем спутниковых телекоммуникаций.
Телевидение
В Европе спутниковое ТВ стало развиваться в начале 80-х прошлого века, когда появилось новое технологическое решение – передача сигнала из космоса прямо на индивидуальную антенну абонента (реализация непосредственного телевидения НТВ). Первым коммерческим оператором спутникового ТВ стала британская компания Sky (нынешняя BSkyB), через год во Франции появилась Canal Satellite – обе вещали в аналоговом формате. Спустя два года на Ближнем Востоке начала работать первая цифровая спутниковая платформа Orbit. В настоящее время вся информация через спутники передается только в цифровом виде. Бурно развивается и используется спутниковое телевидение высокой четкости.
Системы навигации
Принцип работы и использования систем навигации состоит в определении местоположения путём измерения моментов времени приема синхронизированного сигнала от навигационных спутников до потребителя. Расстояние вычисляется по времени задержки распространения сигнала от посылки его спутником до приёма антенной навигационного приёмника. Для определения трёхмерных координат GPS-приёмнику нужно иметь четыре уравнения: «расстояние равно произведению скорости света на разность моментов приема сигнала потребителя и момента его синхронного излучения от спутников»: . Здесь: – местоположение j-го спутника, – момент времени приема сигнала от j-го спутника по часам потребителя, – неизвестный момент времени синхронного излучения сигнала всеми спутниками по часам потребителя, – скорость света, – неизвестное трехмерное положение потребителя.
Рассмотрим существующие системы навигации. Основные параметры этих систем навигации приведены в Табл. 1.1.
Общие параметры спутниковых систем навигации.
| Наименование навигационной системы | Срок ввода в эксплуатацию | Тип орбиты | Количество спутников |
| GPS | 1973–1995 | Круговая, высота орбиты 20200 км, период вращения 11 часов 58 минут. Наклонение орбиты 55°, шесть плоскостей по 4 спутника в каждой, равномерно разнесенных по долготе через 60° | 24 основных, 6 резервных |
| ГЛОНАСС | 1982–2013 | Круговая, высота орбиты 19100 км, период вращения – 14 ч 4 мин и 42 с, три орбитальных плоскостях с наклонение орбиты 64,8° | 24 основных, 6 резервных |
| GALILEO | 2014–2016 | Круговая, высота орбиты – 23222 км, период вращения – 14 ч 4 мин и 42 с, три плоскости, наклонение орбиты 56° | 27 основных, 3 резервных |
| BeiDou | 2007–2020 | Геостационарная и круговая высота орбиты — 21500 км, период вращения — 12 ч 53 мин и 2 с, наклонение орбиты 55° | 5 спутников на геостационарной орбите, 30 основных, 5 резервных |
| QZSS | Высокоэллиптическая орбита с наклонением 70° | 3 основных |
GPS
В США в стенах Стэнфордского университета [16] после запуска в СССР в 1957 г. первого ИСЗ были начаты исследования по использованию космических аппаратов для навигации подвижных объектов. Первая задачей было определение координат спутников по сигналу спутника и известным координатам места приема этого сигнала на Земле. Решение этой задачи строилось на измерении доплеровского сдвига несущей частоты передатчика и дальнейшего расчета параметров движения спутника.
Для современных систем навигации используется обратная задача – расчет координат приемника спутникового сигнала на основе обработки принятого сигнала и координат ИСЗ. Точность решения зависит от точности синхронизации передатчиков ИСЗ. Для синхронизации передатчиков используют атомные стандарты частоты и времени.
Кроме того, в 1964 г. ВВС США начали программу разработки и испытаний возможностей использования для целей местоопределения широкополосных сигналов, модулированных псевдослучайными шумовыми (PRN) кодами. В 1973 г. программы ВВС и ВМС США были объединены в общую Навигационную технологическую программу, позднее превратившуюся в программу Navstar-GPS.
Спутники системы Navstar стали оборудовать стандартами частоты с наибольшей достижимой степенью точности — сначала кварцевым и рубидиевым, затем цезиевым и водородным стандартами. В ходе экспериментов были подобраны оптимальные высоты орбит спутников. В результате высота увеличилась с 925 до 13 тыс. км, а затем — до 20 тыс. км. Изменилась также несущая частота передатчиков: с 400 МГц до 1227-ми и 1575-ти. К 1995 г. система Navstar-GPS была полностью развернута.
В настоящее время точность составляет от 1 см до 15 м. В 2008 г. система GPS полностью введена в эксплуатацию.
ГЛОНАСС
Развитие отечественной спутниковой радионавигационной системы также началось с запуска в Советском Союзе 4 октября 1957 г. первого ИСЗ в связи с необходимостью слежения за ним. Первое же научно-обоснованное предложение об использовании ИСЗ для навигации было сформулировано в период проведения в Ленинградской военно-воздушной инженерной академии (ЛВВИА) им. А. Ф. Можайского с 1955 по 1957 гг. исследований возможностей радиоастрономических методов для самолетовождения. Работы проводились с участием крупных специалистов по аналитической механике и расчетам орбит. Основное внимание при этом уделялось вопросам повышения точности навигационных определений, обеспечения глобальности, круглосуточного применения и независимости от погодных условий.
Летные испытания высокоорбитальной отечественной навигационной системы, получившей название ГЛОНАСС (Глобальная навигационная спутниковая система), были начаты в октябре 1982 г. запуском спутника «Космос-1413». Нормальное функционирование системы ГЛОНАСС должны были обеспечить 24 космических аппарата (КА) и сложная наземная инфраструктуру комплекса.
Вначале ГЛОНАСС использовалась в основном только для военных нужд, но в настоящее время она является открытой системой для пользователей. Она имеет свои преимущества перед американской системой GPS. Практическое использование комбинированных приемников ГЛОНАСС/GPS обеспечивает максимальную эффективность.
GALILEO
Европейская навигационная система GALILEO является еще одной существующих глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС). GALILEO – это многоцелевая система. В частности, она призвана повысить точность позиционирования по сравнению с современными возможностями ГЛОНАСС/ GPS. Одной из ее особенностей будет доступность навигационных решений в высоких широтах.
Кроме того, GALILEO должна стать независимой навигационной основой для стран Европы. Ввод ее в эксплуатацию предполагается к 2012/14 г., в систему войдут 30 спутников (27 основных и 3 резервных), а также сеть наземных станций. Спутники GALILEO будут перемещаться по орбитам, чья высота несколько больше, чем высота орбит спутников GPS, однако принцип определения координат точек местности остается тем же.
BeiDou
В настоящее время Китай разрабатывают свой вариант спутниковой системы позиционирования специально для азиатско-тихоокеанского региона. Эта спутниковая навигационная система называется BeiDou Navigation Satellite System. Вступила в строй в 2010 г.
Система полностью совместима с российской ГЛОНАСС, европейской GALILEO и американской GPS. BeiDou, также как и остальные системы позиционирования, будет полностью бесплатной для использования, однако за плату можно будет воспользоваться шифрованными каналами связи, предназначенными для специального использования, например, в военной среде.
Система BeiDou предусматривает наличие пяти спутников на геостационарной орбите и 30 спутников на орбите средней дальности. Первый спутник системы, рассчитанный на орбиту средней дальности, был запущен в 2007 г.
QZSS
Quasi-Zenith Satellite System (QZSS, «Квазизенитная спутниковая система», или Квази-Зенит) – трёхспутниковая региональная система синхронизации времени и дифференциальной коррекции для GPS. Япония разворачивает собственную локальную группировку Квази-Зенит, спутники которой будут расположены на высокоэллиптической орбите над азиатско-тихоокеанским регионом. Сигналы QZSS будут доступны в Японии.
Дата добавления: 2018-11-26 ; просмотров: 494 ;
Источник: poznayka.org