Орбита спутников – Спутниковые системы Часть1. Орбиты и параметры | Сети/Network world

Список геостационарных спутников — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 21 мая 2013;
проверки требуют 42 правки.
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 21 мая 2013;
проверки требуют 42 правки.

Список геостационарных спутников начинается и заканчивается от международной линии перемены даты. Геостационарные спутники расположены строго над экватором, на высоте 35 786 км над уровнем моря, в связи с этим для описания положения спутника достаточно указать, над каким меридианом он находится.

Для неподвижного наземного наблюдателя геостационарный спутник как бы висит в одной и той же точке неба, не меняя своего положения в зависимости от времени суток и времени года. Если бы геостационарные спутники были видны на небе невооружённым глазом, то линия, на которой они были бы видны, совпадала бы с «поясом Кларка» для данной местности.

Существуют каталоги объектов на геостационарной орбите.[1]

  • 180,0°E Intelsat-18
  • 179,6°E Inmarsat 5-F3[2]
  • 178,2°E Inmarsat 3-F3[2]
  • 172,0°E Eutelsat 172A
  • 171,0°E Tianlian 1-02[3]
  • 169,0°E Интелсат 8 (Intelsat) (бывш. PAS-8)
  • 167,0°E Луч-5А
  • 166,0°E Интелсат-19 (Intelsat)
  • 164,0°E Optus B3, Optus 10[4]
  • 162,0°E Superbird B2
  • 160,0°E Optus D1[4], Beidou G4[5]
  • 159,0°E ABS-6[6]
  • 157,0°E Intelsat 5[7]
  • 156,0°E Optus C1, D3
  • 155,0°E TXJSSY-1
  • 154,0°E JCSAT 2A
  • 152,0°E Optus D2
  • 150,5°E Asiasat 3S[8]
  • 150,0°E JCSAT 1B
  • 148,0°E Africasat-2[9]
  • 146,0°E PALAPA C2[10]
  • 145,7°E ETS 8 (KIKU-8)[11]
  • 145,0°E MTSAT 2 (Himawari 7)[12]
  • 144,0°E Superbird C2
  • 143,5°E Inmarsat-4 F1[2]
  • 143,0°E WINDS (KIZUNA)[13]
  • 142,0°E Apstar 9[14]
  • 141,5°E Apstar 9A (Chinasat 5A)[15]
  • 140,7°E Himawari 8[16]
  • 140,3°E Sky Muster[17]
  • 140,0°E Beidou G1[18]
  • 140,0°E Экспресс-АМ5, Экспресс-AT2 (Express)
  • 138,0°E Apstar 5 (Telstar 18)[19]
  • 136,0°E N-STAR C[20]
  • 134,0°E Apstar 6[21]
  • 132,0°E Vinasat-1, JCSAT 5A[22]
  • 131,8°E Vinasat-2[23]
  • 130,0°E Chinasat 20A (Zhongxing-20A)[24]
  • 129,8°E Chinasat 1A[25]
  • 128,5°E Laosat 1[26]
  • 128,2°E COMS 1[27]
  • 128,0°E JCSAT 10[28], JCSAT 12[29]
  • 125,0°E ChinaSat 6A[30]
  • 124,0°E JCSAT 13[31]
  • 123,4°E Fengyun 2D[32]
  • 122,0°E Азиасат 4 (AsiaSat)
  • 120,6°E Beidou IGSO 1
  • 120,0°E AsiaSat 3S
  • 119,5°E Thaicom 4
  • 118,0°E Telkom 2
  • 116,0°E ABS 7, Koreasat 6
  • 115,5°E ChinaSat 6B
  • 113,0°E Koreasat-5, Palapa D
  • 110,5°E ChinaSat 10[33]
  • 110,0°E N-Sat 110, BSAT 3A, BSAT 3C/JCSAT 110R
  • 108,2°E NSS 11, SES 7, Telkom 1
  • 105,5°E Азиасат 7 (AsiaSat)
  • 103,3°E ChinaSat 20
  • 103,0°E Экспресс-АМ3
  • 100,5°E Азиасат 5, 7 (AsiaSat)
  • 98,0°E ChinaSat 11
  • 96,5°E Экспресс-АМ33
  • 95,0°E NSS-6, SES 8
  • 93,5°E Insat 3A, 4B
  • 92,2°E ChinaSat 9
  • 91,5°E Мисат 3, MeaSat-3A (MeaSat)
  • 90,0°E Ямал-401 (Yamal)
  • 88,0°E ST 2
  • 87,5°E Chinasat 12
  • 86,5°E КазСат-2
  • 85,2°E Intelsat 15 (Intelsat) (заменил Интелсат 709 в этой точке 30 ноября 2009 года), Horizons 2
  • 83,0°E Insat 2E, 4A
  • 80,0°E Экспресс-АМ22
  • 78,5°E Тэйком 5 (Thaicom), Thaicom 6
  • 76,5°E Apstar-7
  • 75,0°Е ABS 2
  • 74,0°E Insat 3C, Insat 4CR
  • 72,1°Е Интелсат-22
  • 70,5°Е Eutelsat 70B
  • 68,5°Е Intelsat IS-20
  • 66,0°E Интелсат 17 (Intelsat)
  • 64,2°E Интелсат 906 (Intelsat)
  • 62,0°E Интелсат 902 (Intelsat)
  • 60,0°E Intelsat 904 (Intelsat)
  • 58,5°E KazSat 3
  • 57,0°E NSS-12
  • 56,0°E Экспресс-AT1
  • 54,9°E G-Sat 8
  • 54,9°E Ямал-402
  • 53,0°E Экспресс-АМ6
  • 52,5°E Яхсат 1А
  • 52,0°E TürkmenÄlem
  • 51,5°E Belintersat-1
  • 50,5°E NSS 5
  • 49,0°E Ямал-202 (Yamal)
  • 48,0°E Afghansat 1
  • 47,5°E Intelsat 10
  • 46,0°E AzerSpace 1/Africasat 1a
  • 45,0°E Intelsat 12 (IS-12)
  • 42,0°E Турксат 2A, 3A, 4A (Türksat)
  • 40,0°E Экспресс-АМ7
  • 39,0°E HellasSat 2
  • 38,0°E Paksat 1R
  • 36,0°E Eutelsat 36A, Eutelsat 36B (бывший Eutelsat-W7), Экспресс АМУ-1 (Eutelsat 36C)
  • 33,0°E EuroBird™ 3, Intelsat 28
  • 31,5°E Астра 1G, Astra 5B
  • 31,4°E Astra 2B
  • 30,8°E Eutelsat 31A
  • 30,5°E ArabSat 5A
  • 28,2°E EuroBird 1, Astra 2A, 2E, 2F
  • 26,0°E Badr 4, 5, 6
  • 25,5°E Eutelsat 25B/Es’hail 1
  • 23,5°E Астра 3B
  • 21,5°E Eutelsat 21B
  • 20,0°E Arabsat 5C
  • 19,2°E Astra 1KR, 1L, 1M, 1N
  • 17,0°E Amos 5
  • 16,0°E Eutelsat 16A
  • 15,8°E Eurobird 16 (бывший Atlantic Bird 4, ранее Hot Bird 4) (наклонная орбита)
  • 13,0°E Hot Bird 13B, 13C, 13D
  • 10,0°E Eutelsat 10A (бывший Eutelsat W2A) (Eutelsat)
  • 9,0°E Eurobird 9A (бывший Hot Bird 7A), Eutelsat Ka-Sat
  • 7,0°E Eutelsat 7A
  • 4,9°E SES-5, Astra 4A
  • 3,1°E Eutelsat 3A, 3D, Rascom QAF 1R
  • 1,7°E Eutelsat 3B
  • 0,8°W Тор 3, 5, 6 (Thor)
  • 1,0°W Интелсат 10-02 (Intelsat)
  • 3,4°W МетеоСат 8 (Meteosat)
  • 4,0°W Амос 2, Amos 3 (Amos)
  • 5,0°W Телеком 2C (Telecom)
  • 5,0°W Atlantic Bird 3
  • 7,0°W Нилсат 101, 102 (Nilesat)
  • 7,0°W Atlantic Bird 4A
  • 8,0°W Телеком 2D (Telecom) (наклонная орбита)
  • 8,0°W Atlantic Bird 2
  • 11,0°W Экспресс-АМ44 (Express)
  • 12,5°W Atlantic Bird 1
  • 14,0°W Горизонт −32 (наклонная орбита)
  • 14,0°W Горизонт −37,- 44 (Gorizont)
  • 14,0°W Экспресс-AМ8
  • 15,0°W ТелСтар-12 (Telstar)
  • 15,5°W ИнмарСат 3 f2 (Inmarsat)
  • 16,0°W Луч-5Б
  • 18,0°W ИнтелСат-901 (Intelsat)
  • 20,0°W Интелсат 603 (Intelsat) (наклонная орбита)
  • 21,5°W NSS-7
  • 24,0°W Космос 2379 (Cosmos) (наклонная орбита)
  • 24,5°W Интелсат 905 (Intelsat)
  • 27,5°W Интелсат 907 (Intelsat)
  • 30,0°W Хиспасат 1C, 1D (Hispasat)
  • 31,5°W Интелсат 801 (Intelsat)
  • 34,5°W Интелсат 903 (Intelsat)
  • 37,5°W ТелСтар-11N (Telstar) (наклонная орбита)
  • 37,5°W NSS-10
  • 40,5°W NSS-806
  • 43,0°W Intelsat-6B
  • 43,1°W Intelsat-3R (IS-3R)
  • 45,0°W Intelsat-1R (IS-1R)
  • 50,0°W Intelsat-705
  • 53,0°W Интелсат 707 (Intelsat)
  • 55,5°W Intelsat-805
  • 58,0°W Intelsat-9 (IS-9)
  • 61.0ºW Hispasat Amazonas
  • 61,5°W EchoStar-3
  • 61,5°W Rainbow-1
  • 63,0°W Telstar 14R
  • 65,0°W Brasilsat-B2
  • 70,0°W Brasilsat-B4
  • 71,0°W Nahuel-1
  • 72,0°W Americom-6
  • 72,5°W Directv-1R
  • 72,7°W Nimiq 5
  • 74,0°W SBS-6
  • 74,9°W Galaxy-9
  • 75,0°W Brasilsat-B1
  • 76,8°W Galaxy-4R (наклонная орбита)
  • 77,0°W EchoStar-4
  • 79,0°W Americom-5
  • 79,0°W Satcom-C3
  • 82,0°W Nimiq −2, −3
  • 83,0°W Americom-9
  • 84,0°W Brasilsat-B3
  • 85,0°W Americom-2
  • 85,0°W XM-3
  • 87,0°W Americom-3
  • 87,2°W Тупак Катари
  • 89,0°W Galaxy-28
  • 91,0°W Galaxy-11
  • 91,0°W Nimiq-1
  • 93,0°W Galaxy-26
  • 95,0°W Galaxy-3C
  • 96,0°W Sirius-FM-5
  • 97,0°W Galaxy-25
  • 99,0°W Galaxy-16
  • 99,2°W SPACEWAY-2
  • 102,8°W DirecTV-10
  • 102,76°W DirecTV-12
  • 105°W AMC-18
  • 119,0°W DirecTV 7S
  • 119,0°W EchoStar 7
  • 121,0°W EchoStar 9
  • 121,0°W Intelsat Americas 13
  • 123,0°W Galaxy 10R
  • 125,0°W Galaxy-14
  • 127,0°W Galaxy-13
  • 127,0°W Horizons-1
  • 129,0°W Galaxy-27
  • 131,0°W Americom-11
  • 133,0°W Galaxy-15
  • 135,0°W Americom-10
  • 137,0°W Americom-7
  • 139,0°W Americom-8
  • 146,0°W AMC 11
  • 148,0°W EchoStar −1 , −2
  • 157,0°W EchoStar 4
  • 177,0°W NSS 5
  • 177,0°W Ямал-300К
  1. ↑ CLASSIFICATION OF GEOSYNCHRONOUS OBJECTS
  2. 1 2 3 Inmarsat (англ.) // Wikipedia, the free encyclopedia.
  3. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?37737 Track TIANLIAN 1-02 at 171.0�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  4. 1 2 Optus (satellite) (англ.) // Wikipedia, the free encyclopedia.
  5. ↑ Бэйдоу (рус.) // Википедия.
  6. ↑ ABS 6 at 159.0°E — LyngSat (неопр.). www.lyngsat.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  7. ↑ Intelsat Coverage Maps (неопр.). www.intelsat.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  8. ↑ Карта покрытия AsiaSat 3S — 105.5 East, Карты покрытия — спутник AsiaSat 3S, позиция 105.5 градусов East, спутника AsiaSat 3S, 105.5E (неопр.). sattvinfo.net. Дата обращения 1 марта 2016.
  9. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/170HourListings/170h_listing.php?24653 AFRICASAT-2 (MEASAT-2) 147.8�E 170 hour predicted satellite tracking data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  10. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?23864 Track PALAPA C2 at 146.0�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  11. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?29656 Track KIKU-8 (ETS-VIII) at 145.7�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  12. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?28937 Track HIMAWARI-7 (MTSAT-2) at 145.1�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  13. ↑ WINDS (англ.) // Wikipedia, the free encyclopedia.
  14. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?40982 Track APSTAR 9 at 142.0�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  15. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?25354 Track CHINASAT 5A (ZX 5A) at 141.5�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  16. ↑ Himawari 8 (англ.) // Wikipedia, the free encyclopedia.
  17. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?40940 Track SKY MUSTER (NBN1A) at 140.3�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  18. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?36287 Track BEIDOU G1 at 140.1�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  19. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?28364 Track APSTAR 5 (TELSTAR 18) at 138.0�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  20. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?27461 Track N-STAR C at 136.0�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  21. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/170HourListings/170h_listing.php?28638 APSTAR 6 134.0�E 170 hour predicted satellite tracking data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  22. ↑ JCSAT-5A (англ.) // Wikipedia, the free encyclopedia.
  23. ↑ Vinasat-2 (рус.) // Википедия.
  24. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?37234 Track ZHONGXING-20A at 130.1�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  25. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?37804 Track CHINASAT 1A (ZX 1A) at 129.9�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  26. ↑ LaoSat 1 (нем.) // Wikipedia.
  27. ↑ Chollian (англ.) // Wikipedia, the free encyclopedia.
  28. ↑ JCSat 10 (нем.) // Wikipedia.
  29. ↑ JCSAT-RA (англ.) // Wikipedia, the free encyclopedia.
  30. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?37150 Track CHINASAT 6A (ZX 6A) at 125.1�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  31. ↑ JCSAT-13 (нем.) // Wikipedia.
  32. ↑ [http://www.satellite-calculations.com/Satellite/Catalog/catalogID.php?29640 Track FENGYUN 2D at 123.4�E and view detailed satellite position data] (неопр.). www.satellite-calculations.com. Дата обращения 1 марта 2016.
  33. ↑ ChinaSat 10

Советская орбитальная хитрость / Habr

История космонавтики, как и любой другой отрасли, хранит примеры остроумных решений, когда желаемая цель достигалась красивым и неожиданным способом. СССР/России не повезло с доступностью геостационарной орбиты. Но вместо того, чтобы достать до нее более тяжелыми ракетами или пытаться снизить массу полезной нагрузки, разработчиков осенила идея использования специальной орбиты. Об этой орбите и спутниках, которые ее используют до сих пор, наш сегодняшний рассказ.

Физика

Говоря о геостационарных и высокоэллиптических орбитах необходимо вспомнить такое понятие как наклонение орбиты. В данном случае, наклонение орбиты — это угол между плоскостью экватора Земли и плоскостью орбиты спутника:

Если мы стартуем с космодрома и начинаем разгоняться строго на восток, то получившаяся орбита будет иметь наклонение, равное широте космодрома. Если мы начинаем разгоняться, отклонившись к северу, то получившееся наклонение будет больше. Если мы, подумав, что это должно уменьшить наклонение, начнем разгоняться на юго-восток, получившаяся орбита будет иметь также большее наклонение, чем наша широта. Почему? Посмотрите на картинку: при разгоне строго на восток самой северной точкой проекции орбиты (синяя линия) будет наш космодром. А если мы будем разгоняться на юго-восток, то самая северная точка проекции получившейся орбиты будет севернее нашего космодрома, и наклонение орбиты окажется больше широты космодрома:

Вывод: при запуске космического аппарата начальное наклонение его орбиты не может быть меньше широты космодрома.

Для того, чтобы выйти на геостационарную орбиту (наклонение 0°) нужно обнулить наклонение, но на это требуется дополнительное топливо (физика этого процесса — отдельный интересный разговор). Космодром Байконур имеет широту 45°, а, учитывая, что отработанные ракетные ступени не должны падать в Китай, ракеты запускаются на северо-восток на трассы с наклонением 65° и 51,6°. В результате, четырехступенчатая ракета-носитель 8К78, которая запускала к Луне полторы тонны, а к Марсу — почти тонну, на геостационарную орбиту смогла бы вывести всего ~100 кг. Уместить в такую массу полноценный геостационарный спутник связи в начале 60-х годов не могла ни одна страна. Надо было придумывать что-то другое. На помощь пришла орбитальная механика. Чем больше высота спутника, тем медленнее относительно Земли он движется. На высоте 36 000 км над экватором спутник будет постоянно висеть над одной точкой Земли (на этой идее и работает геостационарная орбита). А если мы выведем спутник на орбиту, которая представляет собой вытянутый эллипс, то его скорость будет очень сильно меняться. В перицентре (самая близкая к Земле точка орбиты) он будет лететь очень быстро, а вот в районе апоцентра (самая удаленная от Земли точка орбиты) будет на несколько часов практически зависать на месте. Если отметить точками путь спутника с интервалом один час, получится следующая картина:

Кроме почти неподвижности, на большой высоте спутник будет видеть обширный участок нашей планеты и сможет обеспечивать связь между удаленными пунктами. Большое наклонение орбиты будет означать, что даже в Арктике с приемом сигнала не будет проблем. А если выбрать наклонение близкое к 63,4°, то гравитационные помехи от Земли будут минимальными, и на орбите можно будет находиться практически без коррекции. Так родилась орбита «Молния» с параметрами:

  1. Перицентр: 500 км
  2. Апоцентр: 40 000 км
  3. Наклонение: 62,8°
  4. Период обращения: 12 часов

Если бы мы находились на спутнике, летящем по такой орбите, то видели бы Землю так:

Воплощение в железе

На высокоэллиптическую орбиту ракета 8К78 могла вывести целых 1600 кг. Для разработчиков это было счастье — можно было сделать мощный спутник с большими возможностями и параллельно «утереть нос» американцам, спутники связи которых не превышали по массе 300 кг. Получившийся аппарат впечатлял своими характеристиками:

В состав оборудования спутника входило три ретранслятора мощностью 40 Вт и два резервных мощностью 20 Вт, а электричество для них вырабатывали солнечные батареи суммарной мощностью в полтора киловатта. Для приема и передачи данных использовались две управляемые параболические антенны диаметром 1,4 метра. Аппаратом управляло транзисторное программно-временное устройство, предок современных компьютеров, а ориентацию поддерживал уникальный трехстепенной силовой гироскоп. Система управления реализовывала сложные алгоритмы полетных режимов с трехосной ориентацией. На рабочем участке аппарат поддерживал постоянную ориентацию солнечными батареями на Солнце, сопровождая Землю управляемыми основными антеннами. Завершив рабочий участок, аппарат поворачивался по данным инфракрасной вертикали до тех пор, пока не занимал положение, параллельное вектору орбитальной скорости в перицентре. В районе перицентра, по хранящимся в памяти командам, он мог совершать коррекцию орбиты.

Вид сверху, хорошо виден конус двигательной установки и шар-баллоны сжатого азота для системы ориентации

Вид снизу, видны солнечные батареи, блок датчиков на торце и антенны

Предполагалось, что срок активного существования аппарата превысит один год, цифра, по тем временам, фантастическая. Аппарат получил название «Молния», и, забегая вперед, скажем, что он оказался настолько эпохальным, что и орбиту и ракету-носитель 8К78 назвали в его честь.

Эксплуатация

Ракета-носитель «Молния-М», потомок РН «Молния»

В то время начало эксплуатации не могло быть легким. 4 июня 1964 года первая «Молния» не долетела до орбиты из-за аварии ракеты-носителя. 22 августа 1964 года второй аппарат был успешно выведен на близкую к расчетной орбиту. Но вот беда — обе основные антенны, которые должны были дублировать друг друга, не раскрылись. Расследование установило, что во время испытаний на одной из антенн было обнаружено повреждение изоляции кабеля, и штанги антенн, по решению конструктора, обмотали дополнительно хлорвиниловой лентой. В космосе в тени солнечных батарей лента замерзла, и пружины, которые и так с трудом раскрывали антенны, не смогли пересилить смерзшийся пластик. Вторая «Молния» была потеряна. На будущее проблему было легко исправить, пружины на антенных штангах заменили на электродвигатели, которые гарантированно полностью раскрывали антенны. Наконец, 23 апреля 1965 года третья «Молния» была успешно запущена и оказалась полностью работоспособной. Был нервный момент, когда главное реле не захотело включаться с первого раза, но, после нескольких томительных минут непрерывной отправки с Земли команд на включение ретранслятора, он все-таки включился. Между Москвой и Владивостоком установилась связь через первый советский спутник-ретранслятор:

Первые телевизионные кадры, переданные при помощи «Молнии»

Большая мощность сигнала означала, что для его приема не нужны большие антенны, по стране стали строить сравнительно небольшие павильоны «Орбита»:

Сетью станций спутникового вещания была быстро покрыта северная и восточная часть СССР:

А спутниковое телевидение из технического чуда быстро стало обыденностью, председатель крайкома на Дальнем Востоке сразу заявил, что в случае проблем с трансляцией передач будет жаловаться лично Брежневу. К 1984 году количество станций «Орбита» превысило сотню, сделав советское спутниковое ТВ доступным даже в небольших городах. Станции ретранслировали московский сигнал на местный телецентр, который, уже, в свою очередь, обслуживал значительный район.

Первые спутники «Молния» не смогли перешагнуть рубеж срока существования в один год. Из-за того, что спутник каждые сутки четыре раза пролетал через радиационные пояса, солнечные батареи стали быстро деградировать. Первая «Молния» смогла прожить с апреля по ноябрь. В конструкцию спутника добавили резервные солнечные панели, которые раскрывались при необходимости после деградации основных. Уже «Молния» №7 смогла активно существовать с октября 1966 по январь 1968. Для советских спутников это был очень большой срок.

«Молнии» разрабатывали в ОКБ С.П. Королева, а уже в 1965 году производство стали передавать в Красноярск «филиалу №2» под руководством Михаила Решетнева. С этого началась славная история предприятия, известного сейчас как АО ИСС им. академика Решетнева. Аппараты «Молния» активно развивались. Параболическая антенна была заменена на четырехспиральную:

Интересные кадры испытаний и рассказ о четырехспиральной антенне:

Дополнительные солнечные панели

Аппараты перешли на сантиметровый диапазон волн, научились вещать не на всю страну, а на отдельные временные зоны, постоянно возрастало количество каналов связи и их пропускная способность. Со временем «Молнии» перестали использоваться для гражданского телевещания и стали, в основном, спутниками военной связи. Последний аппарат семейства «Молния», «Молния-3К» был запущен в 2001 году.

Сегодня и завтра

Гражданское ТВ-вещание в СССР/России со временем перешло на геостационарную орбиту. Появилась более грузоподъемная ракета-носитель «Протон», которая начала выводить спутники на геостационар с 1975 года. Павильон «Орбиты» требовал двенадцатиметровую подвижную антенну и проигрывал спутниковым «тарелкам», которые сейчас встречаются повсеместно. Спутники «Молния» закончили свою жизнь. Но орбита «Молния» не умерла. Она востребована для наших высоких широт, и сейчас по ней летают спутники связи «Меридиан», с 2012 года идет разработка метеорологической системы «Арктика». Уникальные свойства орбиты используются и за океаном — американский военный спутник NROL-35, предположительно относящийся к спутникам системы предупреждения о ракетном нападении и запущенный в декабре 2014 года, был выведен именно на орбиту «Молния». Кто знает, может быть, молния в руках у девушки на эмблеме миссии — намек на название орбиты?

Вариант орбиты «Молния», орбита «Тундра» с апоцентром 46-52 тысячи километров и периодом обращения в одни сутки, используется тремя спутниками радиосвязи Sirius XM и японской навигационной системой QZSS.

В будущем орбита «Молния» не будет забыта. Геостационарная орбита перегружена, как вариант, спутники могут начать уходить на высокоэллиптические орбиты. И даже за пределами Земли изобретению советских баллистиков может найтись применение: в проекте пилотируемой миссии на Марс HERRO для управления в реальном времени роботами на поверхности предлагается использовать аналог орбиты «Молния»:

Дополнительные материалы

При написании публикации использовались:

По тегу «незаметные сложности» — ракеты, двигатели, стартовые сооружения, датчики, системы ориентации и прочее.

КДПВ — картина А.Леонова «Молния — космический ретранслятор»

Изменение наклонения орбиты — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 17 августа 2014;
проверки требуют 4 правки.
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 17 августа 2014;
проверки требуют 4 правки.

Изменение наклонения орбиты искусственного спутника — орбитальный манёвр, целью которого (в общем случае) является перевод спутника на орбиту с другим наклонением. Существуют два вида такого маневра:

  1. Изменение наклонения орбиты к экватору. Производится включением ракетного двигателя в восходящем узле орбиты (над экватором). Импульс выдается в направлении, перпендикулярном направлению орбитальной скорости;
  2. Изменение положения (долготы) восходящего узла на экваторе. Производится включением ракетного двигателя над полюсом (в случае полярной орбиты). Импульс, как и в предыдущем случае, выдается в направлении, перпендикулярном направлению орбитальной скорости. В результате восходящий узел орбиты смещается вдоль экватора, а наклонение плоскости орбиты к экватору остается неизменным.

Изменение наклонения орбиты — исключительно энергозатратный манёвр. Так, для спутников на низкой орбите (имеющих орбитальную скорость порядка 8 км/с) изменение наклонения орбиты к экватору на 45 градусов потребует приблизительно той же энергии (приращения характеристической скорости), что и для выведения на орбиту — около 8 км/с. Для сравнения можно отметить, что энергетические возможности корабля «Спейс шаттл» позволяют, при полном использовании бортового запаса топлива (около 22 тонн: 8,174 кг горючего и 13,486 кг окислителя[1][2] в двигателях орбитального маневрирования) изменить значение орбитальной скорости всего на 300 м/с, а наклонение, соответственно (при маневре на низкой круговой орбите) — приблизительно на 2 градуса. По этой причине искусственные спутники выводятся (по возможности) сразу на орбиту с целевым наклонением.

В некоторых случаях, однако, изменение наклонения орбиты все же является неизбежным. Так, при запуске спутников на геостационарную орбиту с высокоширотных космодромов (например, Байконура), поскольку невозможно сразу вывести аппарат на орбиту с наклонением, меньшим, чем широта космодрома, применяется изменение наклонения орбиты. Спутник выводится на низкую опорную орбиту, после которой последовательно формируются несколько промежуточных, более высоких орбит. Требуемые для этого энергетические возможности обеспечиваются разгонным блоком, устанавливаемым на ракету-носитель. Изменение наклонения производится в апогее высокой эллиптической орбиты, так как скорость спутника в этой точке относительно невелика, и манёвр обходится меньшими энергозатратами (по сравнению с аналогичным маневром на низкой круговой орбите)[3].

Расчет энергетических затрат на манёвр изменения наклонения орбиты[править | править код]

Расчет приращения скорости (Δvi{\displaystyle \Delta {v_{i}}}), требуемого для осуществления маневра, выполняется по формуле:

Δvi=2sin⁡(Δi2)1−e2cos⁡(w+f)na(1+ecos⁡(f)){\displaystyle \Delta {v_{i}}={2\sin({\frac {\Delta {i}}{2}}){\sqrt {1-e^{2}}}\cos(w+f)na \over {(1+e\cos(f))}}}

где:

Стационарная орбита — Википедия

Стациона́рная орби́та — частный случай синхронной орбиты, плоскость которой совпадает с плоскостью экватора центрального тела. Спутник на стационарной орбите кажется неподвижным с точки зрения наблюдателей, находящихся на центральном теле.

Стационарная орбита небесного тела вычисляется по следующей формуле:

R=GMω23{\displaystyle R={\sqrt[{3}]{G{\frac {M}{\omega ^{2}}}}}}

Где R{\displaystyle R} — радиус орбиты от центра небесного тела; G{\displaystyle G} — гравитационная постоянная; M{\displaystyle M} — масса небесного тела в килограммах; ω{\displaystyle \omega } — угловая скорость небесного тела.

Угловая скорость в свою очередь вычисляется по формуле:

ω=2⋅πT{\displaystyle \omega ={\frac {2\cdot \pi }{T}}}

Где T{\displaystyle T} — период одного оборота вокруг своей оси (звёздные сутки) небесного тела.

Многие искусственные спутники Земли, предназначенные для теле- и радиовещания, находятся на геостационарной орбите.

Орбита — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 23 августа 2018;
проверки требуют 9 правок.
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 23 августа 2018;
проверки требуют 9 правок.

Орби́та (от лат. orbita «колея, дорога, путь») — траектория движения материальной точки в наперёд заданной системе пространственных координат для заданной в этих координатах конфигурации поля сил, которые на неё действуют. Термин был введён Иоганном Кеплером в книге «Новая астрономия» (1609)[1].

В небесной механике это траектория небесного тела в гравитационном поле другого тела, обладающего значительно большей массой (планеты, кометы, астероида в поле звезды). В прямоугольной системе координат, начало которой совпадает с центром масс, траектория может иметь форму конического сечения (окружности, эллипса, параболы или гиперболы).[2]
При этом его фокус совпадает с центром масс системы.

Долгое время считалось, что планеты должны иметь круговую орбиту. После долгих и безуспешных попыток подобрать круговую орбиту для Марса, Кеплер отверг данное утверждение и, впоследствии, используя данные измерений, сделанных Тихо Браге, сформулировал три закона (см. Законы Кеплера), описывающих орбитальное движение тел.

Кеплеровыми элементами орбиты являются:

Эти элементы однозначно определяют орбиту независимо от её формы (эллиптической, параболической или гиперболической). Основной координатной плоскостью может быть плоскость эклиптики, плоскость галактики, плоскость земного экватора и т. д. Тогда элементы орбиты задаются относительно выбранной плоскости.

По геометрической форме орбиты делятся на круговые и эллиптические, с тем или иным эксцентриситетом. Также существует разделение на замкнутые и незамкнутые орбиты, в особенности для КЛА.

По углу наклонения i плоскости орбиты к плоскости земного экватора — на экваториальные (i=0°), полярные (i=90°) и наклонные (i — любое, кроме 0° и 90°).

По соотношению периода обращения Тоб вокруг земного шара с земными или солнечными сутками — на не синхронные, квазисинхронные, синхронно-суточные (геосинхронные), солнечно-синхронные.

  1. ↑ Goldstein B. R., Hon G., Kepler’s Move from Orbs to Orbits: Documenting a Revolutionary Scientific Concept, Perspectives on Science, 2005, V. 13, No 1, pp. 74-111.
  2. Бронштейн И. Н., Семендяев К. А. Справочник по математике. — М.: «Наука», редакция справочной физико-математической литературы, 1964.

Орбита «Молния» — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Орбита «Молния». Период вблизи апогея с +2 часа по +10 часов обычно использовался для ретрансляций в северном полушарии
Трасса орбиты. В наиболее благоприятном для трансляции периоде с апогея −3 по апогей +3 часа спутник находится на 55,5° северной широты (широта города Москва)

Орбита «Молния» — один из типов высокой эллиптической орбиты с наклонением в 63,4°, аргументом перицентра −90° и периодом обращения в половину звёздных суток. Данный тип орбиты получил название по серии советских космических аппаратов «Молния» двойного назначения, впервые использовавших эту орбиту в своей работе.

Большую часть времени на орбите спутник проводит у апогея, который для орбиты «Молнии» проходит над северным полушарием. В точке апогея высота может достигать 40 тысяч километров, благодаря чему в сочетании с достаточно долгим нахождением вокруг апогея спутник прекрасно видим в северном полушарии, особенно на территории России и Канады. Данная особенность использовалась для построения сети ретрансляционных узлов «Орбита», покрывавшая всю территорию СССР. Чтобы покрыть всю территорию северного полушария, требуется по крайней мере три космических аппарата, в реальности использовалось четыре пары спутников «Молния», орбиты которых были смещены на 90° относительно друг друга.

  • Зоны покрытия орбиты «Молния». Зелёная зона — точка апогея. Красная зона — ±3 часа от апогея. Синяя зона — ±4 часа от апогея.

  • Вид на Землю в точке апогея −4 часа, долгота апогея — 90° в.д. Высота космического аппарата 24 043 км над точкой 47,04° N 92,65° E.

  • Вид на Землю в точке апогея, долгота апогея — 90° в.д. Высота космического аппарата 39 867 км над точкой 47,04° N 92,65° E.

  • Вид на Землю в точке апогея +4 часа, долгота апогея — 90° в.д. Высота космического аппарата 24 043 км над точкой 47,04° N 87,35° E.

  • Вид на Землю в точке апогея −4 часа, долгота апогея — 90° з.д. Высота космического аппарата 24 043 км над точкой 47.04° N 87.35° W.

  • Вид на Землю в точке апогея, долгота апогея — 90° з.д. Высота космического аппарата 39 867 км над точкой 63.43° N 90° W.

  • Вид на Землю в точке апогея +4 часа, долгота апогея — 90° з.д. Высота космического аппарата 24 043 км над точкой 47.04° N 92.65° W.

  • Зоны видимости трёх спутников в северном полушарии. P — период обращения спутника, зелёная линия — работа над Евразией (долгота апогея — 90° в.д.), красная линия — работа над Северной Америкой (долгота апогея — 90° з.д.)

Большая территория бывшего СССР и нынешней России расположена в высоких северных широтах. Организация телерадиовещания со спутников, расположенных на геостационарной орбите, для такой территории требует передатчиков бо́льшей мощности из-за низкого угла наклонения.[1] Напротив, орбита «Молнии» подходит гораздо лучше для таких регионов — угол наклонения для любой точки севернее 54,1° северной широты будет гарантированно больше 10°. Также вывод на данную орбиту требует меньше топлива, чем на геостационарную орбиту. Недостатком данного подхода является то, что для наземных станций необходима сложная система слежения за спутниками. Также космический аппарат четырежды за сутки проходит сквозь радиационный пояс ван Аллена, что в случае космических аппаратов «Молния» отрицательно сказалось на солнечных батареях и общем сроке службы аппарата.

Для полного покрытия территории России необходимо по крайней мере три космических аппарата, каждый из которых работает в течение восьми часов во время прохождения апогея. Так как Земля за 12 часов делает половину оборота вокруг своей оси, получается, что каждое второе прохождение апогея приходится на обслуживание Евразии, а другое — Северной Америки. Долгота апогея всех трёх аппаратов должна быть 90° западной и 90° восточной долготы, но каждый из них должен проходить точку спустя 8 часов после прохода предыдущего. В этом случае, когда аппарат проходит точку апогея +4 часа и покидает зону наиболее благоприятного вещания, следующий аппарат как раз входит в точку апогея −4 часа и продолжает вещание для обслуживаемого региона. Расстояние между аппаратами во время этой смены составляет 1500 километров (в угловых координатах — несколько градусов), поэтому ретрансляционной станции достаточно немного повернуть антенну, чтобы продолжить приём с нового спутника.

Из-за приплюснутости земного эллипсоида в аргумент перицентра вносятся искажения, из-за которых орбита спутника без корректировки будет постоянно меняться. Чтобы избежать лишней траты топлива, в орбите «Молния» используется угол наклонения в 63,4°, при котором искажения равны нулю.[2]

Впервые орбита с подобными параметрами была использована серией телекоммуникационных спутников «Молния-1». После двух неудачных запусков в 1964 году на орбиту была выведена «Молния 1-01», запущенная 23 апреля 1965 года. Спутники первых серий использовались в качестве дальнодействующей военной системы связи, однако они имели малый срок службы и требовали постоянной замены. Космические аппараты следующей серии «Молния-2» уже имели двойное назначение: помимо военной связи они обеспечивали гражданское вещание телерадиосети «Орбита» по территории всего Советского Союза. Последние поколения серии «Молния-3» и «Молния-3К» имели повышенный срок службы и пропускную способность ретранслятора. На смену им в строй должна встать космическая группировка спутников «Меридиан», также использующая высокую эллиптическую орбиту.

Орбиту, схожую с «Молнией» также использовали советские спутники-шпионы системы раннего обнаружения стартов МБР «Око», точка апогея которых располагалась над Соединёнными Штатами Америки. Cменившая её российская СПРН ЕКС «Купол» использует концептуально схожую орбиту «Тундра».

  1. ↑ Three Classes of Orbit (неопр.). Earth Observatory — NASA. Дата обращения 29 сентября 2014.
  2. ↑ Fundamentals of Space Systems / Vincent L. Pisacane. — Second Edition. — Oxford University Press, 2005. — ISBN 9780195162059.

Наклонная орбита — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Наклонная орбита — тип орбиты, имеющей ненулевой угол наклона относительно некоторой выделенной плоскости. Если рассматривается орбита спутника Земли, то наклонной орбитой будет называться орбита с ненулевым углом наклона относительно экватора. Угол называют наклонением орбиты. Планета имеет наклонную орбиту вокруг Солнца, если угол наклона плоскости её орбиты относительно эклиптики ненулевой.

Геостационарная орбита такова, что спутник располагается на расстоянии около 37 тыс. км над экватором Земли, и при наблюдении из любой точки над поверхностью Земли спутник будет выглядеть неподвижным[1]. Спутник находится на наклонной орбите, если плоскость его орбиты наклонена относительно плоскости экватора. В случае наклонной геосинхронной орбиты, несмотря на то, что спутник обращается вокруг Земли за 24 часа, спутник перестаёт быть геостационарным. С фиксированной точки на поверхности Земли будет казаться, что спутник описывает небольшой эллипс, вследствие гравитационного влияния других небесных тел, по мере накопления возмущений траектория будет похожа на аналемму, петли которой ориентированы в направлении север — юг. Спутник прочерчивает одну и ту же аналемму каждые звёздные сутки.

Геостационарные орбиты считаются неустойчивыми. Для сохранения такой орбиты необходимо проводить регулярные манёвры. Большая часть топлива спутника, обычно гидразин, используется для этой цели. В ином случае наклон орбиты спутника постепенно изменяется. К моменту окончания времени жизни спутника, когда топливо практически кончается, центр управления спутником может принять решение перестать корректировать наклон орбиты спутника и контролировать только эксцентриситет. Такие коррекции продлевают время жизни спутника, сохраняя топливо. Спутник может быть переведён на орбиту захоронения для освобождения области геостационарных орбит для последующих спутников.

  1. Satellite Signals, Inclined orbit operation of geostationary satellites [em linha]

Оставьте комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *