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10.03.2019

Sur une orbite géostationnaire, un satellite ne s'approche ni ne s'éloigne de la Terre et, de plus, en tournant avec la Terre, il se situe constamment au-dessus de n'importe quel point de l'équateur. Par conséquent, les forces gravitationnelles et centrifuges agissant sur le satellite doivent s’équilibrer. Pour calculer l'altitude de l'orbite géostationnaire, on peut utiliser les méthodes de la mécanique classique et, en passant au référentiel du satellite, partir de l'équation suivante :

où est la force d’inertie, et dans ce cas, la force centrifuge est la force gravitationnelle ; L’ampleur de la force gravitationnelle agissant sur le satellite peut être déterminée par la loi de la gravitation universelle de Newton :

où est la masse du satellite, est la masse de la Terre en kilogrammes, est la constante gravitationnelle et est le rayon de l'orbite (la distance en mètres du satellite au centre de la Terre).

La grandeur de la force centrifuge est égale à :

où est l'accélération centripète qui se produit lors d'un mouvement circulaire en orbite.

Comme on peut le voir, la masse du satellite est présente dans les expressions de la force centrifuge et de la force gravitationnelle. Autrement dit, l'altitude de l'orbite ne dépend pas de la masse du satellite, ce qui est vrai pour toutes les orbites et est une conséquence de l'égalité des masses gravitationnelle et inertielle. Par conséquent, l'orbite géostationnaire est déterminée uniquement par l'altitude à laquelle la force centrifuge sera égale en ampleur et en direction opposée à la force gravitationnelle créée par la gravité terrestre à une altitude donnée.

L'accélération centripète est égale à :

où est la vitesse angulaire de rotation du satellite, en radians par seconde.

Sur la base de l'égalité des forces gravitationnelles et centrifuges, on obtient :

Vitesse angulaire ω est calculé en divisant l'angle parcouru en un tour par la période orbitale (le temps qu'il faut pour effectuer un tour complet dans l'orbite : un jour sidéral, soit 86 164 secondes). On obtient : rad/s

Le rayon orbital estimé est de 42 164 km. En soustrayant le rayon équatorial de la Terre, 6 378 km, nous obtenons l'altitude GEO de 35 786 km.

Vitesse orbitale

La vitesse de déplacement en orbite géostationnaire est calculée en multipliant la vitesse angulaire par le rayon de l'orbite : km/s

C'est environ 2,5 fois inférieur à la première vitesse de fuite de 8 km/s pour une orbite proche de la Terre (avec un rayon de 6 400 km). Puisque le carré de la vitesse pour une orbite circulaire est inversement proportionnel à son rayon, une diminution de la vitesse par rapport à la première vitesse cosmique est obtenue en augmentant le rayon orbital de plus de 6 fois.

Longueur de l'orbite

Longueur de l'orbite géostationnaire : . Avec un rayon orbital de 42 164 km, on obtient une longueur orbitale de 264 924 km. La longueur de l’orbite est extrêmement importante pour calculer les « points d’arrêt » des satellites.

Maintenir un satellite en position orbitale sur une orbite géostationnaire. Un satellite en orbite géostationnaire est sous l'influence d'un certain nombre de forces (perturbations) qui modifient les paramètres de cette orbite. Ces perturbations incluent notamment les perturbations gravitationnelles lunaires-solaires, l’influence de l’inhomogénéité du champ gravitationnel terrestre, l’ellipticité de l’équateur, etc. La dégradation orbitale s’exprime par deux phénomènes principaux :

1) Le satellite se déplace le long de l'orbite depuis sa position orbitale d'origine vers l'un des quatre points d'équilibre stable, appelés « trous potentiels de l'orbite géostationnaire » (leurs longitudes sont 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E et 14,7°W) au-dessus de l'équateur terrestre ;

2) L'inclinaison de l'orbite par rapport à l'équateur augmente (par rapport à l'initiale = 0) à un rythme de l'ordre de 0,85 degrés par an et atteint valeur maximale 15 degrés en 26,5 ans.

Pour compenser ces perturbations et maintenir le satellite au point stationnaire désigné, le satellite est équipé d'un système de propulsion (fusée chimique ou électrique). En allumant périodiquement les moteurs de faible poussée (correction « nord-sud » pour compenser l'augmentation de l'inclinaison orbitale et « ouest-est » pour compenser la dérive le long de l'orbite), le satellite est maintenu au point stationnaire désigné. De telles inclusions sont effectuées plusieurs fois tous les quelques (10-15) jours. Il est significatif que la correction nord-sud nécessite une augmentation significativement plus importante de la vitesse caractéristique (environ 45 à 50 m/s par an) que la correction longitudinale (environ 2 m/s par an). Pour assurer la correction de l'orbite du satellite tout au long de sa durée de vie (12-15 ans pour les satellites de télévision modernes), un approvisionnement important en carburant à bord est nécessaire (des centaines de kilogrammes, dans le cas de l'utilisation d'un moteur chimique). Le moteur de fusée chimique du satellite dispose d'un système d'alimentation en carburant volumétrique (gaz de suralimentation - hélium) et fonctionne avec des composants durables à haut point d'ébullition (généralement de la diméthylhydrazine asymétrique et du tétroxyde d'azote). Un certain nombre de satellites sont équipés de moteurs à plasma. Leur poussée est nettement inférieure à celle des produits chimiques, mais une plus grande efficacité permet (en raison de long travail, mesurée en dizaines de minutes pour une seule manœuvre) pour réduire radicalement la masse de carburant nécessaire à bord. Le choix du type de système de propulsion est déterminé par des caractéristiques techniques appareil.

Le même système de propulsion est utilisé, si nécessaire, pour manœuvrer le satellite vers une autre position orbitale. Dans certains cas, généralement à la fin de la vie du satellite, pour réduire la consommation de carburant, la correction de l'orbite nord-sud est arrêtée et le carburant restant est utilisé uniquement pour la correction ouest-est. La réserve de carburant est le principal facteur limitant la durée de vie d’un satellite en orbite géostationnaire.

Avec une vitesse angulaire égale à la vitesse angulaire de rotation de la Terre autour de son axe. Dans un système de coordonnées horizontales, la direction vers le satellite ne change ni en azimut ni en hauteur au-dessus de l'horizon ; le satellite « reste » immobile dans le ciel ; Par conséquent, une antenne parabolique, une fois pointée vers un tel satellite, reste pointée vers lui tout le temps. L'orbite géostationnaire est un type d'orbite géosynchrone et est utilisée pour placer des satellites artificiels (communications, télédiffusion, etc.).

Le satellite devrait orbiter dans le sens de rotation de la Terre, à une altitude de 35 786 km au-dessus du niveau de la mer. C'est cette altitude qui confère au satellite une période orbitale égale à la période de rotation relative de la Terre (jour sidéral : 23 heures 56 minutes 4,091 secondes).

L'idée d'utiliser des satellites géostationnaires à des fins de communication a été exprimée par le théoricien de l'astronautique slovène German Potocnik en 1928.

Les avantages de l'orbite géostationnaire sont devenus largement connus après la publication de l'article scientifique de vulgarisation d'Arthur C. Clarke dans le magazine Wireless World en 1945, c'est pourquoi en Occident, les orbites géostationnaires et géosynchrones sont parfois appelées " Orbites de Clarke", UN " La ceinture de Clark" fait référence à la région de l'espace extra-atmosphérique située à une distance de 36 000 km au-dessus du niveau de la mer dans le plan de l'équateur terrestre, où les paramètres orbitaux sont proches de ceux géostationnaires. Le premier satellite lancé avec succès dans GEO a été Syncom-3, lancé par la NASA en août 1964.

Point debout

Un satellite situé en orbite géostationnaire est stationnaire par rapport à la surface de la Terre, c'est pourquoi sa position en orbite est appelée son point stationnaire. De ce fait, une antenne directionnelle orientée satellite et fixe peut maintenir une communication constante avec ce satellite pendant une longue période.

Placer des satellites en orbite

L'orbite géostationnaire ne peut être réalisée avec précision que sur un cercle situé directement au-dessus de l'équateur, à une altitude très proche de 35 786 km.

Si les satellites géostationnaires étaient visibles dans le ciel à l’œil nu, alors la ligne sur laquelle ils seraient visibles coïnciderait avec la « ceinture de Clark » pour une zone donnée. Les satellites géostationnaires, grâce aux points d'arrêt disponibles, sont pratiques à utiliser pour communications par satellite: Une fois orientée, l'antenne sera toujours pointée vers le satellite sélectionné (sauf s'il change de position).

Pour transférer des satellites d'une orbite basse altitude à une orbite géostationnaire, des orbites de transfert géostationnaires (GTO) sont utilisées - des orbites elliptiques avec un périgée à basse altitude et un apogée à une altitude proche de l'orbite géostationnaire.

Après l'achèvement exploitation active avec le carburant restant, le satellite doit être transféré vers un emplacement situé à 200-300 km au-dessus du GEO.

Calcul des paramètres de l'orbite géostationnaire

Rayon orbital et altitude orbitale

Sur une orbite géostationnaire, un satellite ne s'approche ni ne s'éloigne de la Terre et, de plus, en tournant avec la Terre, il se situe constamment au-dessus de n'importe quel point de l'équateur. Par conséquent, les forces agissant sur le satellite et la force centrifuge doivent s'équilibrer. Pour calculer l'altitude de l'orbite géostationnaire, on peut utiliser les méthodes de la mécanique classique et, en passant au référentiel du satellite, partir de l'équation suivante :

Où est la force d’inertie, et dans ce cas, la force centrifuge ; - la force gravitationnelle. L’ampleur de la force gravitationnelle agissant sur le satellite peut être déterminée par la loi de la gravitation universelle de Newton :

Où est la masse du satellite, est la masse de la Terre en kilogrammes, est la constante gravitationnelle et est la distance en mètres du satellite au centre de la Terre ou, dans ce cas, le rayon de l'orbite.

La grandeur de la force centrifuge est égale à :

Où est l'accélération centripète qui se produit lors d'un mouvement circulaire en orbite.

Comme vous pouvez le constater, la masse du satellite est présente comme facteur dans les expressions de la force centrifuge et de la force gravitationnelle, c'est-à-dire que l'altitude de l'orbite ne dépend pas de la masse du satellite, ce qui est vrai pour toutes les orbites et est une conséquence de l’égalité des masses gravitationnelle et inertielle. Par conséquent, l'orbite géostationnaire est déterminée uniquement par l'altitude à laquelle la force centrifuge sera égale en ampleur et en direction opposée à la force gravitationnelle créée par la gravité terrestre à une altitude donnée.

L'accélération centripète est égale à :

Où est la vitesse angulaire de rotation du satellite, en radians par seconde.

Apportons une précision importante. En réalité, l'accélération centripète a signification physique uniquement dans un référentiel inertiel, tandis que la force centrifuge est une force dite imaginaire et se produit exclusivement dans les systèmes de référence (coordonnées) associés aux corps en rotation. La force centripète (dans ce cas, la force de gravité) provoque une accélération centripète. En valeur absolue, l'accélération centripète dans le référentiel inertiel est égale à l'accélération centrifuge dans le référentiel associé dans notre cas au satellite. Par conséquent, en outre, compte tenu de la remarque faite, nous pouvons utiliser le terme « accélération centripète » avec le terme « force centrifuge ».

En assimilant les expressions des forces gravitationnelles et centrifuges à la substitution de l'accélération centripète, nous obtenons :

En réduisant, en traduisant vers la gauche et vers la droite, on obtient :

Cette expression peut s'écrire différemment, en la remplaçant par la constante gravitationnelle géocentrique :

La vitesse angulaire est calculée en divisant l'angle parcouru par tour (radians) par la période orbitale (le temps nécessaire pour effectuer un tour sur l'orbite : un jour sidéral, soit 86 164 secondes). On obtient :

rad/s Le rayon orbital résultant est de 42 164 km. En soustrayant le rayon équatorial de la Terre, 6 378 km, nous obtenons une altitude de 35 786 km.

Vous pouvez faire les calculs d'une autre manière. L'altitude de l'orbite géostationnaire est la distance du centre de la Terre à laquelle la vitesse angulaire du satellite, coïncidant avec la vitesse angulaire de rotation de la Terre, génère une vitesse orbitale (linéaire) égale à la première vitesse de fuite (pour assurer une orbite circulaire) à une altitude donnée.

La vitesse linéaire d'un satellite se déplaçant avec une vitesse angulaire à distance du centre de rotation est égale à

La première vitesse de fuite à distance d'un objet de masse est égale à

En assimilant les membres droits des équations, on arrive à l'expression obtenue précédemment rayon BSG :

Vitesse orbitale

La vitesse de déplacement en orbite géostationnaire est calculée en multipliant la vitesse angulaire par le rayon de l'orbite :

km/s C'est environ 2,5 fois inférieur à la première vitesse de fuite de 8 km/s en orbite terrestre basse (avec un rayon de 6 400 km). Puisque le carré de la vitesse pour une orbite circulaire est inversement proportionnel à son rayon,

Cette diminution de la vitesse par rapport à la première vitesse cosmique est obtenue en augmentant le rayon orbital de plus de 6 fois.

Longueur de l'orbite

Longueur de l'orbite géostationnaire : . Avec un rayon orbital de 42 164 km, on obtient une longueur orbitale de 264 924 km.

La longueur de l’orbite est extrêmement importante pour calculer les « points d’arrêt » des satellites.

Maintenir un satellite en position orbitale en orbite géostationnaire

Un satellite en orbite géostationnaire est sous l'influence d'un certain nombre de forces (perturbations) qui modifient les paramètres de cette orbite. Ces perturbations incluent notamment les perturbations gravitationnelles lunaires-solaires, l’influence de l’inhomogénéité du champ gravitationnel terrestre, l’ellipticité de l’équateur, etc. La dégradation orbitale s’exprime par deux phénomènes principaux :

1) Le satellite se déplace le long de l'orbite depuis sa position orbitale d'origine vers l'un des quatre points d'équilibre stable, appelés. des « trous d'orbite géostationnaires potentiels » (leurs longitudes sont 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E et 14,7°W) au-dessus de l'équateur terrestre ;

2) L'inclinaison de l'orbite par rapport à l'équateur augmente (à partir du 0 initial) à un rythme d'environ 0,85 degrés par an et atteint une valeur maximale de 15 degrés en 26,5 ans.

Pour compenser ces perturbations et maintenir le satellite au point stationnaire désigné, le satellite est équipé d'un système de propulsion (fusée chimique ou électrique). En allumant périodiquement les moteurs de faible poussée (correction « nord-sud » pour compenser l'augmentation de l'inclinaison orbitale et « ouest-est » pour compenser la dérive le long de l'orbite), le satellite est maintenu au point stationnaire désigné. Ces inclusions sont effectuées plusieurs fois tous les 10 à 15 jours. Il est significatif que la correction nord-sud nécessite une augmentation significativement plus importante de la vitesse caractéristique (environ 45 à 50 m/s par an) que la correction longitudinale (environ 2 m/s par an). Pour assurer la correction de l'orbite du satellite tout au long de sa durée de vie (12 à 15 ans pour les satellites de télévision modernes), un approvisionnement important en carburant à bord est nécessaire (des centaines de kilogrammes dans le cas d'un moteur chimique). Le moteur-fusée chimique du satellite est alimenté en carburant volumétrique (gaz de suralimentation - hélium) et fonctionne avec des composants durables à haut point d'ébullition (généralement de la diméthylhydrazine asymétrique et du tétroxyde de diazote). Un certain nombre de satellites sont équipés de moteurs à plasma. Leur poussée est nettement inférieure à celle des produits chimiques, mais leur plus grande efficacité permet (grâce à un fonctionnement à long terme, mesuré en dizaines de minutes pour une seule manœuvre) de réduire radicalement la masse de carburant requise à bord. Le choix du type de système de propulsion est déterminé par les spécificités techniques de l'appareil.

La réserve de carburant est le principal facteur limitant la durée de vie d'un satellite en orbite géostationnaire.

Inconvénients de l'orbite géostationnaire

Retard du signal

Les communications via des satellites géostationnaires se caractérisent par des retards importants dans la propagation des signaux. Avec une altitude orbitale de 35 786 km et une vitesse de la lumière d’environ 300 000 km/s, le trajet du faisceau Terre-satellite nécessite environ 0,12 s. Trajet du faisceau « Terre (émetteur) → satellite → Terre (récepteur) » ≈0,24 s. Latence totale (mesurée Utilitaire de ping) lors de l'utilisation des communications par satellite pour recevoir et transmettre des données, cela prendra près d'une demi-seconde. Compte tenu du retard du signal dans l'équipement satellite, dans l'équipement et dans systèmes de câbles transmissions de services terrestres, le retard total du signal sur l'itinéraire « source du signal → satellite → récepteur » peut atteindre 2 à 4 secondes. Ce retard rend difficile l'utilisation des satellites GSO en téléphonie et rend impossible l'utilisation de communications par satellite utilisant GSO en téléphonie. diverses prestations en temps réel (par exemple dans les jeux en ligne).

Invisibilité du GSO depuis les hautes latitudes

Étant donné que l'orbite géostationnaire n'est pas visible depuis les hautes latitudes (à partir d'environ 81° vers les pôles), et aux latitudes supérieures à 75°, elle est observée très bas au-dessus de l'horizon (à conditions réelles les satellites sont simplement cachés par des objets et un terrain saillants) et seule une petite partie de l'orbite est visible ( voir tableau), alors la communication et la diffusion télévisuelle utilisant le GSO sont impossibles dans les régions de haute latitude de l'Extrême-Nord (Arctique) et de l'Antarctique. Par exemple, les explorateurs polaires américains à la station Amundsen-Scott pour communiquer avec monde extérieur(téléphonie, internet) utilisation câble à fibre optique Longue de 1670 kilomètres et située à 75° S. Station française Concordia, depuis laquelle plusieurs satellites géostationnaires américains sont déjà visibles.

Tableau du secteur observé de l'orbite géostationnaire en fonction de la latitude du lieu
Toutes les données sont données en degrés et en fractions.

Latitude terrain	Secteur orbital visible
Latitude terrain	Théorique secteur	Réel (y compris le soulagement) secteur
90	—	—
82	—	—
81	29,7	—
80	58,9	—
79	75,2	—
78	86,7	26,2
75	108,5	77
60	144,8	132,2
50	152,8	143,3
40	157,2	149,3
20	161,5	155,1
0	162,6	156,6

D'après le tableau ci-dessus, il ressort, par exemple, que si à la latitude de Saint-Pétersbourg (~60°) le secteur visible de l'orbite (et, par conséquent, le nombre de satellites reçus) est égal à 84 % du maximum possible (à l'équateur), alors à la latitude de la péninsule de Taimyr (~75° ) le secteur visible est de 49 %, et à la latitude du Spitzberg et du cap Chelyuskin (~78°) il n'est que de 16 % de celui observé à l'équateur. Ce secteur de l'orbite dans la région sibérienne contient 1 à 2 satellites (pas toujours du pays requis).

Interférence solaire

L'un des inconvénients les plus désagréables de l'orbite géostationnaire est la réduction et la absence totale signal dans une situation où le satellite émetteur est aligné avec l’antenne de réception (la position « Soleil derrière le satellite »). Ce phénomène est également inhérent aux autres orbites, mais c'est sur les orbites géostationnaires, lorsque le satellite est « stationnaire » dans le ciel, qu'il se manifeste particulièrement clairement. Aux latitudes moyennes de l'hémisphère nord, les interférences solaires se produisent pendant les périodes du 22 février au 11 mars et du 3 au 21 octobre, avec une durée maximale de dix minutes. Dans de tels moments par temps clair, les rayons du soleil focalisés par le revêtement léger de l'antenne peuvent endommager (fondre ou surchauffer) les équipements de réception et d'émission. antenne parabolique.

Statut juridique international du BSG

L'utilisation de l'orbite géostationnaire pose un certain nombre de problèmes non seulement techniques, mais aussi juridiques internationaux. L'ONU, ainsi que ses comités et autres agences spécialisées, apportent une contribution significative à leur résolution.

Certains pays équatoriaux de des moments différents ont revendiqué l'extension de leur souveraineté à la partie de l'espace extra-atmosphérique située au-dessus de leurs territoires, dans laquelle gravitent des satellites géostationnaires. En particulier, il a été déclaré que l'orbite géostationnaire est un facteur physique associé à l'existence de notre planète et entièrement dépendant du champ gravitationnel de la Terre, et donc les parties correspondantes de l'espace (segments de l'orbite géostationnaire) sont, comme il étaient, une continuation des territoires sur lesquels ils sont situés. La disposition correspondante est inscrite dans la Constitution colombienne.

Ces revendications des États équatoriaux ont été rejetées comme contraires au principe de non-appropriation de l'espace extra-atmosphérique. De telles déclarations ont été, à juste titre, critiquées par le Comité de l'espace extra-atmosphérique de l'ONU. Premièrement, on ne peut prétendre s’approprier un territoire ou un espace situé à une distance aussi importante du territoire de l’État concerné. Deuxièmement, l’espace extra-atmosphérique ne fait pas l’objet d’une appropriation nationale. Troisièmement, il est techniquement incompétent de parler d’une quelconque relation physique entre le territoire d’un État et une région aussi lointaine de l’espace. Enfin, dans chaque cas individuel, le phénomène des satellites géostationnaires est associé à un phénomène spécifique. objet spatial. S’il n’y a pas de satellite, il n’y a pas d’orbite géostationnaire.

La Terre, comme tout corps cosmique, possède son propre champ gravitationnel et des orbites proches dans lesquelles peuvent se trouver des corps et des objets de différentes tailles. Le plus souvent, ils font référence à la Lune et à la Station spatiale internationale. Le premier marche sur sa propre orbite, et l'ISS - sur une orbite basse proche de la Terre. Il existe plusieurs orbites qui diffèrent par leur distance à la Terre, leur emplacement relatif par rapport à la planète et le sens de rotation.

Orbites de satellites artificiels de la Terre

Aujourd'hui, dans l'espace proche de la Terre, de nombreux objets sont le résultat de l'activité humaine. Il s’agit essentiellement de satellites artificiels utilisés pour assurer les communications, mais il existe également de nombreux débris spatiaux. L'un des satellites artificiels les plus célèbres de la Terre est la Station spatiale internationale.

Les satellites se déplacent sur trois orbites principales : équatoriale (géostationnaire), polaire et inclinée. Le premier se situe entièrement dans le plan du cercle équatorial, le second lui est strictement perpendiculaire et le troisième est situé entre eux.

Orbite géosynchrone

Le nom de cette trajectoire est dû au fait que le corps qui la parcourt a une vitesse égale à la période sidérale de la rotation de la Terre. L'orbite géostationnaire est cas particulier orbite géosynchrone, qui se situe dans le même plan que l'équateur terrestre.

Lorsque vous vous penchez, ne égal à zéro et d'excentricité nulle, le satellite, observé depuis la Terre, décrit un chiffre huit dans le ciel pendant la journée.

Le premier satellite en orbite géosynchrone est l'américain Syncom-2, lancé en 1963. Aujourd’hui, dans certains cas, les satellites sont placés en orbite géosynchrone car le lanceur ne peut pas les placer en orbite géosynchrone.

Orbite géostationnaire

Cette trajectoire porte ce nom car, malgré le mouvement constant, l'objet qui s'y trouve reste statique par rapport à la surface de la Terre. L'endroit où se trouve l'objet est appelé le point debout.

Les satellites lancés sur une telle orbite sont souvent utilisés pour transmettre la télévision par satellite, car leur nature statique vous permet de pointer l'antenne vers eux une fois et pendant longtemps rester en contact.

L'altitude des satellites en orbite géostationnaire est de 35 786 kilomètres. Puisqu'ils sont tous directement au-dessus de l'équateur, seul le méridien est nommé pour indiquer la position, par exemple 180,0°E Intelsat 18 ou 172,0°E Eutelsat 172A.

Le rayon orbital approximatif est d’environ 42 164 km, la longueur est d’environ 265 000 km et la vitesse orbitale est d’environ 3,07 km/s.

Orbite elliptique élevée

Une orbite elliptique haute est une trajectoire dont la hauteur au périgée est plusieurs fois inférieure à celle à l'apogée. Le lancement de satellites sur de telles orbites présente un certain nombre d'avantages. avantages importants. Par exemple, un tel système peut suffire à desservir l’ensemble de la Russie ou, par conséquent, un groupe d’États ayant une superficie totale égale. De plus, les systèmes VEO situés aux hautes latitudes sont plus performants que les satellites géostationnaires. Et placer un satellite sur une orbite elliptique élevée coûte environ 1,8 fois moins cher.

Grands exemples de systèmes fonctionnant sur VEO :

Observatoires spatiaux lancés par la NASA et l'ESA.
Radio satellite Sirius XM.
Communications par satellite Meridian, -Z et -ZK, Molniya-1T.
Système de correction par satellite GPS.

Orbite terrestre basse

C'est l'une des orbites les plus basses qui, selon des circonstances différentes peut avoir une altitude de 160 à 2 000 km et une période orbitale de 88 à 127 minutes, respectivement. La seule fois où LEO a été vaincue par un vaisseau spatial habité, c'était lors du programme Apollo avec l'atterrissage d'astronautes américains sur la Lune.

La plupart des satellites terrestres artificiels actuellement utilisés ou déjà utilisés fonctionnaient en orbite terrestre basse. Pour la même raison, la majeure partie des débris spatiaux se trouve désormais dans cette zone. La vitesse orbitale optimale pour les satellites situés en LEO est, en moyenne, de 7,8 km/s.

Exemples de satellites artificiels en LEO :

Station spatiale internationale (400 km).
Satellites de télécommunications les plus différents systèmes et les réseaux.
Véhicules de reconnaissance et satellites de sonde.

L'abondance de débris spatiaux en orbite - principal problème moderne l'ensemble de l'industrie spatiale. Aujourd'hui, la situation est telle que la probabilité d'une collision objets divers chez LEO est en pleine croissance. Et ceci, à son tour, conduit à la destruction et à la formation de davantage de plus fragments et détails. Des prévisions pessimistes suggèrent que le principe Domino lancé pourrait complètement priver l'humanité de la possibilité d'explorer l'espace.

Orbite de référence basse

La référence basse est généralement appelée orbite de l'appareil, qui permet un changement d'inclinaison, d'altitude ou d'autres changements importants. Si l'appareil ne dispose pas de moteur et n'effectue pas de manœuvres, son orbite est appelée orbite terrestre basse.

Il est intéressant de noter que les balisticiens russes et américains calculent sa hauteur différemment, car les premiers sont basés sur un modèle elliptique de la Terre et les seconds sur un modèle sphérique. De ce fait, il existe une différence non seulement en hauteur, mais également en position du périgée et de l'apogée.

Nous réfléchissons rarement à la manière dont les déplacements dans l’espace proche de la Terre sont organisés. Par exemple, la distance entre la Terre et la station spatiale est à un jet de pierre, moins que celle entre Moscou et Saint-Pétersbourg, et le signal reçu par une antenne parabolique a parcouru une distance plus grande que celle parcourue par une voiture moyenne en cinq ans. De plus, chaque lancement est précédé d'une conception minutieuse de l'orbite le long de laquelle l'appareil se déplacera dans l'espace. Les orbites que nous choisissons

Lorsqu'en 1961, les spécialistes de Korolev OKB-1 ont commencé à créer le premier satellite de communication soviétique, Molniya-1, pour le système de télévision Orbita, ils ont été confrontés au problème du choix d'une orbite cible pour leur idée. À première vue, l'orbite géostationnaire à une altitude de 36 000 kilomètres semblait la plus efficace. Le satellite qui s'y trouve est en visibilité directe 24 heures sur 24 sur environ 1/3 de la surface de la Terre. Cependant, à partir d'une telle orbite, il est impossible d'assurer des communications aux hautes latitudes et des émissions de télévision dans le Grand Nord. En plus, Union soviétique ne disposait pas alors de porteurs pour lancer des satellites lourds en orbite géostationnaire.

Une solution a été trouvée par les balisticiens qui ont imaginé une orbite sur laquelle un satellite de communication pourrait être lancé par une fusée déjà en développement. Il s'agissait d'une orbite très allongée avec une altitude minimale (périgée) de 500 kilomètres et une altitude maximale (apogée) de 40 000 kilomètres. La période orbitale était de 12 heures et, conformément aux lois de la mécanique céleste, le satellite passait la plupart du temps dans la région de l'apogée. L'inclinaison orbitale (63,4°) a été choisie de manière à ce que pendant cette période le satellite soit visible depuis la majeure partie du territoire de l'URSS. Conditions favorables la communication a duré huit heures, après quoi le satellite est passé de l'autre côté de la Terre et, sur l'orbite suivante, l'apogée est passée au-dessus Amérique du Nord. De nouveau, il n'est devenu disponible pour la rediffusion télévisée qu'après 16 heures.

Le satellite de communication Molniya-1 a été lancé avec succès sur cette orbite lors de la troisième tentative, le 23 avril 1965, et dès le lendemain, la première session en Union soviétique a eu lieu. communications spatiales entre Moscou et Vladivostok. Pour une diffusion télévisée 24 heures sur 24, il était nécessaire de maintenir trois satellites Molniya dans l'espace en même temps et de les construire sur Terre. antennes complexes. De grands « miroirs » paraboliques suivaient la trajectoire complexe du satellite dans le ciel : il s’élevait rapidement vers l’ouest, atteignait le zénith, le traversait, puis commençait à se déplacer vers l’ouest. revers, se retourna à nouveau et, accélérant, descendit vers l'horizon oriental. Un autre facteur de complication était les changements importants de vitesse lors du déplacement le long d'une orbite allongée, de sorte que, en raison de l'effet Doppler, la fréquence du signal reçu sur Terre changeait constamment.

La trajectoire choisie pour le premier satellite de communication soviétique fut plus tard appelée orbite de Molniya. Son développement avec l'avènement de fusées plus puissantes est devenu l'orbite hautement elliptique de la toundra avec un périgée de 500 kilomètres, un apogée de 71 000 et une période orbitale de 24 heures. Les orbites avec une telle période sont appelées géosynchrones, car, en se déplaçant le long d'elles, le vaisseau spatial passe toujours son apogée au-dessus de la même région de la Terre. L'efficacité de l'utilisation des satellites en orbite Tundra est considérablement accrue, car ils peuvent desservir une zone sélectionnée pendant plus de 12 heures sur chaque orbite et deux appareils suffisent pour organiser une communication 24 heures sur 24. Cependant, les équipements au sol restent complexes car les satellites géosynchrones changent constamment de position dans le ciel et doivent être surveillés.

Planant dans le ciel

L'équipement de réception est radicalement simplifié si le satellite reste stationnaire par rapport à la Terre. De l’ensemble des orbites géosynchrones, ceci n’est réalisé que sur une seule orbite circulaire, située strictement au-dessus de l’équateur (inclinaison 0°). Cette orbite est dite géostationnaire car le satellite semble planer au-dessus d'un point sélectionné sur l'équateur à une altitude de 35 786 kilomètres.

Les Américains ont été les premiers à lancer un satellite géostationnaire, mais ils n’y sont pas parvenus immédiatement. Les deux premières tentatives en 1963 se sont soldées par un échec et ce n'est que le 10 septembre 1964 que le satellite Sincom-3 s'est mis en orbite géostationnaire. Il est intéressant de noter qu'il s'est lancé dans l'espace le 19 août et que pendant près d'un mois, avec l'aide de son propre moteur, il s'est glissé jusqu'au point d'arrêt choisi pour lui. Le premier satellite géostationnaire national, Raduga-1, n'a été lancé que le 22 décembre 1975. Depuis lors, le GEO a été constamment réapprovisionné et on y trouve aujourd'hui plus de 400 satellites et 600 autres véhicules se déplaçant à proximité.

À proprement parler, en raison de diverses perturbations et erreurs de placement, le satellite géostationnaire ne « reste » pas complètement immobile au-dessus de l'équateur, mais effectue un mouvement oscillatoire par rapport à son point stationnaire. Lorsqu'elle est projetée sur la surface de la Terre, sa trajectoire ressemble à un petit huit. De plus, en raison de perturbations gravitationnelles, l’appareil peut « dériver » le long de son orbite. Afin de rester au point stationnaire choisi et de ne pas quitter la cible des antennes au sol, l'appareil doit régulièrement ajuster son orbite. A cet effet, il y a une réserve de carburant à bord. La durée de vie d'un satellite géostationnaire en dépend parfois.

Simple constructions géométriques montrent qu'aux latitudes supérieures à 81°, les satellites géostationnaires se trouvent sous l'horizon, ce qui signifie que la communication avec leur aide dans les régions polaires est impossible. En pratique, les communications mobiles via un satellite géostationnaire sont limitées à une latitude de 65-70° et les communications fixes à 70-75°. La communication via GSO présente un autre inconvénient sérieux. Sur le chemin du satellite et retour, le signal radio parcourt plus de 70 000 kilomètres en y passant un quart de seconde. Compte tenu du temps nécessaire au traitement du signal et à sa transmission sur les lignes terrestres, le délai peut largement dépasser une demi-seconde. En conséquence, les services Internet par satellite répondent lentement et communication téléphonique devient inconfortable, car même moyens modernes Les « annulations d’écho » ne supportent pas toujours des retards importants. Pour remédier à ces défauts, il est nécessaire de réduire la hauteur des satellites.

Éléments orbitaux

Le mot « orbite » en latin signifie « piste » ou « chemin ». L'orbite terrestre basse est caractérisée par un certain nombre de paramètres : l'altitude la plus basse et la plus élevée (périgée et apogée, qui déterminent également la période orbitale), l'inclinaison (l'angle entre le plan orbital et le plan de l'équateur terrestre), la longitude du nœud ascendant, qui précise « dans quelle direction » (autour de quelle ligne dans le plan de l’équateur) l’orbite est inclinée, et l’argument du périgée, qui indique comment l’orbite elliptique tourne dans son propre plan. Les perturbations gravitationnelles provenant d'autres planètes, la pression du rayonnement solaire, la forme non sphérique de la Terre, son champ magnétique et son atmosphère font que les orbites des satellites peuvent changer sensiblement au fil du temps. Ainsi, lors de l'exploitation du satellite, des mesures de trajectoire sont régulièrement effectuées et, si nécessaire, son orbite est ajustée.

Constellation Iridium

Des systèmes de communications par satellite commerciaux et gouvernementaux se forment sur des orbites relativement basses. Techniquement, ces trajectoires ne peuvent pas être qualifiées de pratiques pour la communication, car les satellites qui s'y trouvent sont visibles la plupart du temps bas au-dessus de l'horizon, ce qui affecte négativement la qualité de la réception, et en terrain montagneux peut la rendre impossible. Par conséquent, plus l’orbite est basse, plus il devrait y avoir de satellites dans le système. Si trois satellites suffisent pour un système de communication mondial en OSG, alors sur des orbites à moyenne altitude (5 000 à 15 000 kilomètres), de 8 à 12 engins spatiaux sont nécessaires. Et pour des altitudes de 500 à 2 000 kilomètres, plus d'une cinquantaine de satellites sont nécessaires.

Et pourtant, à la fin des années 1980, les conditions préalables à la mise en œuvre de systèmes de communication en orbite basse étaient réunies. Premièrement, il y avait de plus en plus de monde pour les satellites en GEO. Les « places de stationnement » sur cette orbite sont soumises à un enregistrement international, et les satellites voisins ne doivent pas fonctionner sur les mêmes fréquences radio afin de ne pas interférer les uns avec les autres. Deuxièmement, les progrès dans le domaine de la radioélectronique ont permis de créer des satellites peu coûteux (et surtout légers) avec suffisamment de de larges possibilités. Un missile capable d'en lancer un seul grand satellite communications, pourrait jeter tout un « paquet » de tels appareils en orbite basse. Troisièmement, la fin de la guerre froide et le processus de désarmement ont permis de libérer des centaines de missiles balistiques intercontinentaux qui pourraient être utilisés pour lancer de petits satellites à des prix avantageux. Et finalement, c'est au cours de ces années que la demande de communications mobiles, qui se caractérise par l'utilisation d'antennes omnidirectionnelles de faible puissance qui « n'atteignent pas » l'OSG. Tous ces facteurs ont rendu le lancement encore plus grand nombre les satellites peu coûteux en orbite basse sont plus rentables que la création d'une constellation de plusieurs satellites géostationnaires lourds.

Parmi les premiers systèmes de communication en orbite basse figuraient Orbcomm (États-Unis) et Gonets (Russie). Ils n'assuraient pas la transmission vocale, mais étaient destinés à l'envoi de messages texte et à la collecte d'informations auprès de divers capteurs, par exemple météorologique. Aujourd'hui, Orbcomm comprend 29 satellites pesant 42 kilogrammes en orbite à une altitude de 775 kilomètres. Le système Messenger ne contenait initialement que 6 satellites, c'est pourquoi les délais de livraison des messages pouvaient prendre plusieurs heures. Aujourd'hui, la troisième génération de satellites est en cours de remplacement, le nombre d'appareils opérationnels a atteint neuf, mais à l'avenir il devrait être porté à 45 - neuf chacun sur cinq orbites presque polaires (inclinaison 82,5°) à une altitude de 1 500 kilomètres.

Les orbites polaires sont celles qui passent au-dessus des pôles Nord et Sud de la Terre, c'est-à-dire qu'elles sont situées perpendiculairement à l'équateur. N'importe quelle partie de la surface de la Terre tombe périodiquement dans le champ de vision d'un satellite en orbite polaire. Si vous utilisez plusieurs de ces orbites, inclinées les unes par rapport aux autres, et que vous lancez plusieurs satellites sur chacune à intervalles égaux, vous pouvez surveiller en continu toute la surface de la Terre. C’est exactement ainsi que fonctionne le réseau de téléphonie par satellite Iridium. Il utilise des orbites polaires avec une inclinaison de 86,4° et une altitude de 780 kilomètres. Initialement, ils abritaient 77 satellites, d'où le nom du système : iridium - le 77ème élément du tableau périodique de Mendeleïev. Cependant, neuf mois après son lancement, en novembre 1998, Iridium a fait faillite. Le prix de l'appel, qui pouvait atteindre sept dollars la minute, s'est avéré trop élevé pour les consommateurs, en partie parce que le système Iridium permettait des communications véritablement mondiales, d'un pôle à l'autre. Le système GlobalStar, lancé un peu plus tard, par souci d'économie, utilise à la place des orbites polaires avec une inclinaison de 52°, ce qui limite les communications au 70e parallèle (approximativement à la latitude de Yamal). Mais 48 satellites suffisent pour fonctionner (plus quatre de rechange), et le coût des communications au cours de la même année 1999 ne dépassait pas deux dollars par minute.

Les satellites Iridium se préparaient déjà à être désorbités et brûlés dans les couches denses de l'atmosphère lorsque l'ensemble du système a été acheté par le ministère américain de la Défense. À ce jour, Iridium reste le seul système de communications par satellite offrant un service téléphonique continu dans le monde entier. au monde. Par exemple, depuis 2006, elle assure une connexion Internet permanente à la station polaire Amundsen-Scott au pôle Sud. La vitesse de connexion est de 28,8 kilobits par seconde, similaire à celle d'un ancien modem téléphonique.

Utilisation de l'espace proche de la Terre

En première approximation, les orbites des satellites sont divisées en orbites basses (jusqu'à 2 000 kilomètres de la Terre), moyennes (en dessous de l'orbite géostationnaire) et hautes. Les vols habités ne dépassent pas 600 kilomètres, car les engins spatiaux ne doivent pas pénétrer dans les ceintures de radiations entourant notre planète. Les protons énergétiques de la ceinture de radiation interne constituent un danger pour la vie des astronautes. L'intensité maximale du rayonnement est atteinte à une altitude d'environ 3 000 kilomètres, ce qui est évité par tous les engins spatiaux. Une ceinture électronique externe n'est pas aussi dangereuse. Son maximum se situe quelque part entre les zones de navigation et les satellites géostationnaires. Les satellites opérant sur des orbites elliptiques très allongées s'élèvent généralement encore plus haut. Tels sont par exemple l'observatoire de rayons X Chandra (USA), qui observe loin des ceintures de radiations pour éviter les interférences, et le futur observatoire radioastron russe, dont les données sont d'autant plus précises que distance plus longue de travailler avec lui dans une paire de radiotélescopes terrestres. Les orbites terrestres les plus élevées, qui peuvent également être considérées comme des orbites proches du soleil, se situent à une altitude de 1,5 million de kilomètres, à proximité des points dits de Lagrange.

Avec le soleil

Près des polaires se trouve une autre classe importante d'orbites appelées héliosynchrones (SSO), qui ont toujours une orientation constante par rapport au Soleil. À première vue, cela semble contredire les lois de la mécanique céleste, selon lesquelles le plan de l'orbite reste constant, ce qui signifie que lorsque la Terre se déplace autour du Soleil, elle doit d'abord se tourner vers lui d'un côté ou de l'autre. Mais si l'on tient compte du fait que la Terre a une forme aplatie, il s'avère que le plan orbital subit une précession, c'est-à-dire qu'il tourne légèrement d'un tour à l'autre. En choisissant la bonne hauteur et l'inclinaison, vous pouvez vous assurer que la rotation du plan orbital correspond exactement à l'arc parcouru par la Terre autour du Soleil. Par exemple, pour une altitude orbitale de 200 kilomètres, l'inclinaison doit être légèrement supérieure à 96° degrés, et pour 1000 kilomètres elle doit être supérieure à 99° (les chiffres supérieurs à 90° correspondent à un mouvement orbital contraire à la rotation quotidienne de la Terre). .

L'intérêt du SSO réside dans le fait qu'en se déplaçant le long de celui-ci, le satellite survole des objets terrestres toujours à la même heure de la journée, ce qui est important pour la photographie spatiale. De plus, en raison de la proximité des SOF avec les orbites polaires, ils peuvent surveiller toute la surface de la Terre, ce qui est important pour les satellites météorologiques, de cartographie et de reconnaissance, collectivement appelés satellites de télédétection de la Terre (ERS). Un choix certain Les paramètres MSO permettent au satellite de ne jamais entrer dans l'ombre de la Terre, restant toujours au soleil près de la limite du jour et de la nuit. Le satellite ne subit pas de changements de température, et panneaux solaires lui fournir continuellement de l’énergie. De telles orbites sont pratiques pour la cartographie radar de la surface terrestre.

Les satellites civils de télédétection, qui doivent distinguer des objets mesurant environ un mètre, fonctionnent généralement à des altitudes de 500 à 600 kilomètres. Pour les satellites de reconnaissance militaire avec une résolution de tir de 10 à 30 centimètres, ces hauteurs sont trop élevées. Par conséquent, leurs orbites sont souvent choisies de manière à ce que le périgée se situe au-dessus du point de relevé. S'il y a plus d'un « objet d'attention », l'officier de reconnaissance doit modifier la forme de l'orbite à l'aide du moteur, effectuant parfois des « plongées » vers les couches supérieures de l'atmosphère, descendant à des altitudes d'environ 150 kilomètres. La nécessité de « se rapprocher » le plus possible de la Terre s’est imposée. inconvénient majeur- la résistance atmosphérique réduit fortement la durée du séjour d'un satellite dans l'espace. Si vous restez un peu bouche bée, l'atmosphère entraînera le satellite dans ses abysses, où il brûlera inévitablement. Pour cette raison, les « espions » en orbite basse doivent rester à bord grandes réserves carburant pour la correction d’orbite et l’augmentation périodique de l’altitude. Par exemple, sur les 18 tonnes de poids au lancement de l'avion de reconnaissance photographique américain KH-11, le carburant représente environ 40 %. Ainsi, l'orbite choisie peut influencer directement la conception et parfois même apparence appareil.

Cette dépendance s'est manifestée particulièrement clairement dans la conception de l'appareil scientifique européen GOCE, récemment lancé depuis le cosmodrome russe de Plesetsk. Il a une forme inhabituelle en forme de flèche, contrairement aux contours angulaires de la plupart des satellites modernes, et évoque même des associations avec un avion à grande vitesse. Le fait est que pour le satellite étudiant le champ gravitationnel de la Terre, un faible SSO avec une altitude de 240 à 250 kilomètres a été choisi. C'est optimal du point de vue de la précision des mesures, mais afin de résister à l'effet de freinage de l'atmosphère, le satellite a été façonné avec une section minimale. De plus, des moteurs-fusées électriques ioniques sont installés dans la partie arrière de l'appareil pour corriger la trajectoire.

"L'orbite de Clark"

Les premiers à parler de la possibilité des satellites géostationnaires furent probablement Konstantin Eduardovich Tsiolkovsky et Herman Potochnik, un théoricien de l'astronautique slovène, mieux connu sous le nom de Herman Noordung. Cependant, l'idée de les utiliser à des fins de communication s'est répandue à la suggestion du célèbre scientifique et écrivain de science-fiction britannique Arthur C. Clarke. En 1945, il a publié un article scientifique de vulgarisation dans Wireless World décrivant les satellites de communication en orbite géostationnaire (GSO), maintenant souvent appelés « orbite Clark ».

Vue globale

Mais tous les satellites ne nécessitent pas de télédétection haute résolution. À quoi sert la capacité de détecter un objet de 30 centimètres si la tâche de l'appareil est de suivre les mouvements régionaux ou mondiaux des masses d'air et les régimes thermiques de grandes régions. Pour sa mise en œuvre, l’étendue de la couverture est bien plus importante. Pour la surveillance météorologique mondiale, les satellites sont généralement placés en GSO ou en haute GSO, et pour la surveillance régionale, les satellites sont généralement placés sur une orbite d'altitude relativement basse (500 à 1 000 kilomètres) avec une inclinaison qui permet une surveillance régulière de la zone sélectionnée. Par exemple, un satellite russe prometteur

"Meteor-M" devrait surveiller la situation hydrométéorologique à l'échelle mondiale avec le SSO à une altitude de 830 kilomètres. Et pour l'appareil Elektro-L, GSO a été choisi, puisque son objectif principal sera de photographier l'ensemble du disque terrestre dans les domaines visible et infrarouge. De plus, GSO dans ce cas est optimal pour obtenir des informations sur les processus atmosphériques globaux se produisant dans la zone équatoriale.

Précisément parce qu’il est possible d’observer une partie importante de la surface terrestre à partir du GEO, celle-ci est « peuplée » non seulement d’appareils de communication et de satellites météorologiques, mais aussi de systèmes d’alerte aux attaques de missiles. Leur tâche principale est de détecter les lancements de missiles balistiques, pour lesquels l'équipement comprend télescope infrarouge, capable de détecter la flamme d'un moteur en marche. Les inconvénients du GSO ne jouent aucun rôle dans ce cas - après tout, le satellite n'a pas besoin de transmettre d'informations au pôle Nord ou Sud, mais un tiers de la surface terrestre est clairement visible.

Le choix des paramètres orbitaux des satellites des systèmes mondiaux de navigation GPS et GLONASS s'est avéré très difficile. Bien que l’idée elle-même (mesurer la distance par rapport à des satellites dont les coordonnées sont connues par retard de signal) soit évidente, sa mise en œuvre a duré des décennies. En URSS, les recherches dans ce sens ont commencé en 1958. Cinq ans plus tard, les travaux ont commencé sur le premier système de navigation par satellite, « Cicada », qui n'a été mis en service que 16 ans plus tard. Ses quatre satellites de navigation opéraient sur des orbites circulaires basses à une altitude de 1 000 kilomètres avec une inclinaison de 83°. Les plans de leurs orbites étaient uniformément répartis le long de l’équateur. Environ une fois toutes les heures et demie à deux heures, un consommateur pourrait entrer en contact radio avec l'un des satellites Cicada et, après 5 à 6 minutes de communication, déterminer sa latitude et sa longitude. Bien entendu, les clients militaires de la navigation par satellite n’étaient pas satisfaits de ce mode de fonctionnement. Ils avaient besoin moment arbitraire et à n'importe quel point de la Terre, déterminez trois coordonnées spatiales, un vecteur vitesse et l'heure exacte. Pour ce faire, il est nécessaire de recevoir simultanément les signaux d'au moins quatre satellites. Cela nécessiterait de placer des centaines de vaisseaux spatiaux sur des orbites basses, ce qui serait non seulement incroyablement coûteux, mais aussi tout simplement irréalisable. Le fait est que la durée de vie des satellites soviétiques ne dépassait pas un ou deux ans (et le plus souvent plusieurs mois), et il s'avérerait que l'ensemble de l'industrie des fusées et de l'espace travaillerait exclusivement à la production et au lancement. satellites de navigation. De plus, les satellites en orbite basse subissent des perturbations importantes dues à l'influence de l'atmosphère terrestre, ce qui affecte la précision des coordonnées qui en sont déterminées.

Des recherches ont montré que paramètres requis les systèmes de navigation sont assurés en plaçant des satellites sur des trajectoires circulaires à une altitude de 19 000-20 000 kilomètres (une altitude de 19 100 kilomètres a été choisie pour GLONASS) avec une inclinaison d'environ 64°. L'influence de l'atmosphère ici est déjà insignifiante et les perturbations gravitationnelles de la Lune et du Soleil ne conduisent pas encore à changements rapides orbites.

Cimetière satellite

Au cours des 20 dernières années, de plus en plus de pays ont acquis leurs propres satellites de télécommunications, météorologiques et militaires en orbite géostationnaire. En conséquence, le BSG est devenu bondé. La distance moyenne entre les satellites est d'environ 500 kilomètres et, dans certaines régions, les poids lourds « s'accrochent » à quelques dizaines de kilomètres seulement les uns des autres. Cela peut provoquer des interférences de communication et même conduire à des collisions. Le retour des satellites d’une orbite haute vers la Terre coûte trop cher. Par conséquent, afin de libérer l’orbite géostationnaire, il a été décidé qu’après la fin de l’exploitation active, ils devraient être transférés avec le carburant restant vers une « orbite de stockage » située 200 à 300 kilomètres plus haut. Ce « cimetière des satellites » est encore bien plus libre que l’orbite de travail.

Théoriquement, à cette altitude, 18 satellites répartis sur trois plans orbitaux suffisent pour qu'au moins quatre satellites soient visibles simultanément depuis n'importe quel point de la Terre. Mais en fait, pour augmenter la précision de la détermination de l'emplacement des engins spatiaux eux-mêmes, la constellation GLONASS devra être étendue à 24 satellites opérationnels, et compte tenu de la réserve, le système devra disposer de 27 à 30 satellites. D'autres sont construits à peu près sur les mêmes principes. systèmes de navigation- GPS (USA), Galileo (Europe) et Beidou (Chine). Leur constellations de satellites sont situés sur des orbites circulaires à une altitude de 20 000-23 500 kilomètres avec une inclinaison de 55-56°.

Pistes pilotes

Les orbites des véhicules habités sont spécialement sélectionnées. Ainsi, lors de la construction de la Station spatiale internationale (ISS), la commodité d'y lancer de nouveaux modules et vaisseaux spatiaux, sécurité de l'équipage, consommation de carburant pour maintenir l'altitude. En conséquence, la station a été lancée sur une orbite à une altitude d'environ 400 kilomètres. C'est légèrement en dessous de la limite de la ceinture de radiation terrestre, dans laquelle, sous l'influence champ magnétique Notre planète accumule des particules chargées vent solaire. Un séjour prolongé à l'intérieur de la ceinture de radiations exposerait l'équipage à des radiations dangereuses ou nécessiterait de puissantes mesures de radioprotection pour la station orbitale. Il est également impossible d'abaisser l'orbite de manière significative, sinon, en raison d'une traînée aérodynamique importante, la station décélérera et il faudra beaucoup de carburant pour maintenir son altitude. L'inclinaison du plan orbital (51,6°) est déterminée par les conditions de lancement depuis Baïkonour, le cosmodrome le plus au nord à partir duquel s'effectuent les vols habités.

Des considérations similaires ont dicté le choix de l'orbite du télescope spatial Hubble, car dès le début, il était supposé que les astronautes le visiteraient périodiquement. Par conséquent, l’inclinaison orbitale de 28,5° a été choisie en fonction de la latitude du port spatial américain Canaveral. En conséquence, les orbites de l'ISS et du télescope sont situées à un angle important l'une par rapport à l'autre, et la navette spatiale ne peut pas les visiter en un seul vol, car changer le plan orbital est l'une des manœuvres les plus « coûteuses » de la navette ; il n'a tout simplement pas assez de carburant pour cela. Pour cette raison, les travaux du télescope spatial ont presque pris fin prématurément. Après la catastrophe de Columbia en 2003, il a été décidé que les astronautes pourraient se réfugier sur l'ISS si de graves dommages étaient découverts pendant le vol. Le vol vers le télescope Hubble a exclu cette possibilité et a été presque annulé. Finalement, il a été approuvé, et après une modernisation majeure en 2009, Hubble, au bord de l'échec, pourra fonctionner encore cinq ans jusqu'à ce qu'il soit remplacé par le nouveau télescope James Webb. Certes, il ne sera plus lancé sur une orbite terrestre basse, mais bien plus loin - jusqu'au point de Lagrange à une altitude de 1,5 million de kilomètres, où la période orbitale est exactement égale à un an et où le télescope se cachera constamment du Soleil. derrière la Terre. Il n'y a pas encore de vols habités là-bas.

Nous avons décrit un certain nombre d’orbites différentes, mais leur diversité ne s’arrête pas là. Pour tout type d’orbite, il existe des variantes conçues pour améliorer leurs propriétés positives et affaiblir leurs propriétés négatives. Par exemple, certains satellites se déplacent près de l’orbite géostationnaire avec une inclinaison pouvant atteindre 10°. Cela leur permet de scruter périodiquement les hautes latitudes, mais les antennes au sol nécessitent la capacité de s'incliner de haut en bas pour suivre les vibrations du satellite. Diverses trajectoires de transition reliant les deux orbites jouent un rôle important. Avec la propagation des propulseurs ioniques dans l’espace proche de la Terre, des trajectoires en spirale complexes ont commencé à être utilisées. Les spécialistes en balistique interviennent dans le choix de la trajectoire d'un vaisseau spatial. Il existe même le terme « conception balistique », qui désigne le développement conjoint de la trajectoire de vol optimale de l'appareil, de son apparence et des principaux paramètres de conception. En d’autres termes, l’orbite se développe en même temps que le satellite et la fusée qui le lance.

Point debout

où est la masse du satellite, est la masse de la Terre en kilogrammes, est la constante gravitationnelle et est la distance en mètres du satellite au centre de la Terre ou, dans ce cas, le rayon de l'orbite.

La grandeur de la force centrifuge est égale à :

où est l'accélération centripète qui se produit lors d'un mouvement circulaire en orbite.

L'accélération centripète est égale à :

où est la vitesse angulaire de rotation du satellite, en radians par seconde.

Apportons une précision importante. En fait, l'accélération centripète n'a de signification physique que dans un référentiel inertiel, tandis que la force centrifuge est une force dite imaginaire et se produit exclusivement dans des référentiels (coordonnées) associés aux corps en rotation. La force centripète (dans ce cas, la force de gravité) provoque une accélération centripète. En valeur absolue, l'accélération centripète dans le référentiel inertiel est égale à l'accélération centrifuge dans le référentiel associé dans notre cas au satellite. Par conséquent, en outre, compte tenu de la remarque faite, nous pouvons utiliser le terme « accélération centripète » avec le terme « force centrifuge ».

En assimilant les expressions des forces gravitationnelles et centrifuges à la substitution de l'accélération centripète, nous obtenons :

En réduisant, en traduisant vers la gauche et vers la droite, on obtient :

Cette expression peut s'écrire différemment, en la remplaçant par la constante gravitationnelle géocentrique :

rad/s

Le rayon orbital résultant est de 42 164 km. En soustrayant le rayon équatorial de la Terre, 6 378 km, nous obtenons une altitude de 35 786 km.

La vitesse linéaire d'un satellite se déplaçant avec une vitesse angulaire à distance du centre de rotation est égale à

La première vitesse de fuite à distance d'un objet de masse est égale à

En assimilant les membres droits des équations, on arrive à l'expression obtenue précédemment rayon BSG :