Variations des changements de distance par rapport à un satellite géostationnaire. Orbite géostationnaire. Altitude de l'orbite géostationnaire

: 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 Herman Potočnik en 1928.

Les avantages de l'orbite géostationnaire sont devenus largement connus après la publication de l'article scientifique de vulgarisation d'Arthur 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.

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Leçon 64. Satellites artificiels de la Terre. Première vitesse de fuite. Orbite géostationnaire

Communications par satellite. Orbite géostationnaire

Stream avec le concepteur de satellites de communication géostationnaires

Satellites géostationnaires

Calcul des paramètres de l'orbite géostationnaire

Sous-titres

Point debout

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 sur une orbite de stockage située à 200-300 km au-dessus de 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 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 :

F u = F Γ (\displaystyle F_(u)=F_(\Gamma )),

Où F vous (\ displaystyle F_ (u)) est la force d'inertie, et dans dans ce cas, force centrifuge ; F Γ (\displaystyle F_(\Gamma ))- 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 :

F Γ = G ⋅ M 3 ⋅ m c R 2 (\displaystyle F_(\Gamma )=G\cdot (\frac (M_(3)\cdot m_(c))(R^(2)))),

où est la masse du satellite, M 3 (\style d'affichage M_(3))- la masse de la Terre en kilogrammes, G (style d'affichage G) est la constante gravitationnelle, et R (style d'affichage R)- 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 :

F u = m c ⋅ a (\displaystyle F_(u)=m_(c)\cdot a),

Où une (\style d'affichage a)- l'accélération centripète qui se produit lors d'un mouvement circulaire en orbite.

Comme vous pouvez le constater, la masse du satellite m c (\style d'affichage m_(c)) est présent comme multiplicateur 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 de masse 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 :

une = ω 2 ⋅ R (\displaystyle a=\omega ^(2)\cdot R),

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 :

m c ⋅ ω 2 ⋅ R = G ⋅ M 3 ⋅ m c R 2 (\displaystyle m_(c)\cdot \omega ^(2)\cdot R=G\cdot (\frac (M_(3)\cdot m_(c ))(R^(2)))).

Réduire m c (\style d'affichage m_(c)), traduisant R 2 (\style d'affichage R^(2))à gauche, et ω 2 (\displaystyle \omega ^(2))à droite, on obtient :

R 3 = G ⋅ M 3 ω 2 (\displaystyle R^(3)=G\cdot (\frac (M_(3))(\omega ^(2)))) R = G ⋅ M 3 ω 2 3 (\displaystyle R=(\sqrt[(3)](\frac (G\cdot M_(3))(\omega ^(2))))).

Cette expression peut s'écrire différemment en remplaçant G ⋅ M 3 (\displaystyle G\cdot M_(3)) sur μ (\displaystyle \mu)- constante gravitationnelle géocentrique :

R = μ ω 2 3 (\displaystyle R=(\sqrt[(3)](\frac (\mu )(\omega ^(2)))))

Vitesse angulaire ω ( displaystyle omega ) calculé en divisant l'angle parcouru par un tour ( 360 ∘ = 2 ⋅ π (\displaystyle 360^(\circ )=2\cdot \pi ) radians) pour la période orbitale (le temps qu'il faut pour faire un tour complet autour de l'orbite : un jour sidéral, soit 86 164 secondes). On obtient :

ω = 2 ⋅ π 86164 = 7 , 29 ⋅ 10 − 5 (\displaystyle \omega =(\frac (2\cdot \pi )(86164))=7,29\cdot 10^(-5)) 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 cosmique (pour assurer une orbite circulaire) à une altitude donnée.

Vitesse linéaire d'un satellite se déplaçant avec une vitesse angulaire ω ( displaystyle omega )à distance R (style d'affichage R) du centre de rotation est égal à

v l = ω ⋅ R (\displaystyle v_(l)=\omega \cdot R)

Première vitesse de fuite à distance R (style d'affichage R) d'un objet de masse M (style d'affichage M)égal à

vk = GMR ;

(\displaystyle v_(k)=(\sqrt (G(\frac (M)(R))));) En assimilant les membres droits des équations, on arrive à l'expression obtenue précédemment rayon

BSG :

R = G M ω 2 3 (\displaystyle R=(\sqrt[(3)](G(\frac (M)(\omega ^(2))))))

Vitesse orbitale La vitesse de déplacement en orbite géostationnaire est calculée en multipliant vitesse angulaire

par rayon orbital : v = ω ⋅ R = 3 , 07 (\displaystyle v=\omega \cdot R=3(,)07)

km/s

C'est environ 2,5 fois inférieur à la première vitesse cosmique 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,

v = GMR ;

(\displaystyle v=(\sqrt (G(\frac (M)(R))));)

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

R ≈ 6400 ⋅ (8 3 , 07) 2 ≈ 43000 (\displaystyle R\approx \,\!(6400\cdot \left((\frac (8)(3(,)07))\right)^(2 ))\environ \,\!43000) Longueur de l'orbite Longueur de l'orbite géostationnaire :

2 ⋅ π ⋅ R (\displaystyle (2\cdot \pi \cdot R))

. 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 de l'ordre de 0,85 degrés par an et atteint

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). 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) nécessite un apport important de carburant à bord (centaines de kilogrammes, dans le cas de l'utilisation d'un moteur chimique). Le moteur de fusée chimique du satellite est alimenté en carburant volumétrique (gaz de charge-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 moindre par rapport aux poussées chimiques, mais leur 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.

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. La latence totale (mesurée par l'utilitaire Ping) lors de l'utilisation des communications par satellite pour recevoir et transmettre des données sera de 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

« Le satellite a été lancé sur une orbite géostationnaire »… combien de fois avons-nous entendu cette phrase au journal télévisé ! Que faut-il comprendre par là : où se trouve, ou plus précisément, où se trouve en orbite un tel satellite ?

Commençons par le fait que le satellite, quel qu'il soit, doit maintenir le contact avec la Terre (sinon il n'est pas nécessaire de le lancer). Mais le satellite se déplace par rapport à la Terre, tourne autour d'elle, et l'antenne qui doit y être réglée est immobile par rapport à la Terre... comment résoudre cette contradiction ? Oui, c'est très simple : le satellite doit devenir stationnaire par rapport au point où se trouve l'antenne... comment est-ce possible ?

Lorsque nous disons qu'un objet reste immobile par rapport à un autre objet qui se déplace en même temps, nous voulons dire en réalité que ces objets se déplacent à la même vitesse par rapport à un troisième objet. Ici vous êtes immobile par rapport à la voiture, mais si vous considérez séparément votre mouvement et le mouvement de la voiture par rapport à la route, il s'avère que vous vous déplacez à la même vitesse. Et peu importe que vous soyez ou non dans une voiture : si vous la survoliez dans les airs à la même vitesse qu'une voiture (imaginons un instant une situation aussi fantastique), vous seriez également immobile par rapport à la voiture.

Ainsi, pour que le satellite soit stationnaire par rapport à l'antenne située sur Terre, il doit tourner autour de notre planète à la même vitesse qu'il tourne autour de son axe. C’est exactement ce qui se passe en orbite géostationnaire ! Sa position en orbite est appelée « point debout », car du point de vue d'un observateur sur Terre, un tel satellite ne « vole » pas, mais « reste » immobile dans le ciel.

Sur une orbite géostationnaire, un satellite, d'une part, ne s'approche pas de la Terre et, d'autre part, ne s'en éloigne pas. Pour que cela soit possible, la force centrifuge qui « éloigne » le satellite de la Terre doit équilibrer la force gravitationnelle qui « l’attire » vers la planète. Cela devient possible lorsque le satellite tourne sur une orbite située le long de l'équateur et que l'altitude orbitale au-dessus de la surface de la Terre est de 35 786 kilomètres.

Cependant, maintenir un satellite en orbite géostationnaire n'est pas si facile : après tout, il n'est pas seulement influencé par la gravité de la Terre - la gravité de la Lune et du Soleil ne disparaîtra pas non plus, le champ gravitationnel de la Terre n'est pas non plus complètement uniforme et notre équateur n’est pas parfaitement rond. En raison de toutes ces circonstances, ce qu'on appelle Les «trous potentiels de l'orbite géostationnaire» sont des points au-dessus de l'équateur dans la région de 75,3 et 165,3 degrés de longitude est et 14,7 et 104,7 degrés de longitude ouest, auxquels le satellite se déplace par rapport à son orbite d'origine. Au total, l'orbite s'écarte de 0,85 degrés par an et après 26 ans et demi elle est déjà inclinée de 15 degrés par rapport au plan équatorial ! Pour surmonter de telles perturbations, le satellite est équipé d'un système de propulsion, pour lequel il faut charger des centaines de kilogrammes de carburant - et c'est cet approvisionnement qui limite la durée de vie du satellite (par exemple, les satellites de télévision modernes fonctionnent à partir de 12 à 15 ans).

Malgré tous ses avantages, l'orbite géostationnaire n'est pas toujours applicable : elle est connectée à l'équateur, donc plus on s'éloigne de l'équateur, plus il est difficile « d'obtenir » un tel satellite - par exemple, il n'est plus possible de assurer les communications dans le Grand Nord à l'aide d'un tel satellite. De plus, le signal peut faiblir et même disparaître lorsque le Soleil, le satellite et l'antenne sont alignés. Ce phénomène (appelé interférence solaire) se produit dans l'hémisphère nord (plus précisément dans ses latitudes moyennes) du 22 février au 11 mars et du 3 au 21 octobre par périodes allant jusqu'à 10 minutes. L'orbite géostationnaire n'est donc pas toujours applicable - il existe des satellites qui sont lancés sur d'autres orbites.

Le premier satellite artificiel de la Terre a été lancé en 1957. Depuis, l’humanité a réalisé d’énormes avancées technologiques. Sur à l'heure actuelle Il existe plusieurs dizaines de milliers de satellites en orbite terrestre basse. Ils subviennent aux besoins des habitants de la planète communication cellulaire, Internet, données GPS, télévision, participent activement aux travaux de recherche. Ils sont également utilisés à des fins militaires. En fonction de l'usage prévu, l'altitude à laquelle volent les satellites est sélectionnée. Tout cela nous a rendu la vie beaucoup plus facile et nous a permis d'élever le niveau de communication. Ce sont eux qui ont apporté la plus grande contribution à la science - l'étude de la structure de l'atmosphère terrestre, des changements météorologiques, de l'espace et des corps célestes.

Quels types de satellites trouve-t-on en orbite ?

Les satellites de la Terre artificielle comprennent tous les corps lancés en orbite à l'aide d'un lanceur. Cela inclut les navettes, les stations spatiales, les laboratoires de recherche et les véhicules autonomes. Les satellites sans pilote sont les principaux fournisseurs de communications et de données scientifiques. De tels appareils ne nécessitent pas d'équipage, de maintenance ou de compartiments spéciaux pour durer. Les satellites artificiels de la Terre sont classés selon leur destination :

• Recherche. Ils sont utilisés pour étudier la structure de l’atmosphère et de l’espace. Ils peuvent embarquer un télescope pour étudier des planètes lointaines ;
• Appliqué. Conçu pour répondre aux besoins de la population, en testant les équipements et les systèmes de communication.

Les satellites remplissent leurs fonctions de manière autonome et n'utilisent pas de carburant. La surveillance de l'état et les manœuvres nécessaires sont effectuées à partir de centres de commandement sur Terre. Selon leur destination, les satellites sont équipés équipement nécessaire et système de communication.

Le volume de l'appareil dépend directement de sa fonctionnalité et de son objectif. Il existe des satellites d'une masse allant de 20 kg à plusieurs centaines de tonnes. Le premier appareil lancé par l’URSS ne pesait que 28 kilogrammes et n’embarquait qu’un système de transmission radio.

A quelle altitude volent les satellites ?

Le satellite est lancé en orbite à l'aide d'une fusée à plusieurs étages. Le principe de fonctionnement est simple : l'appareil est poussé hors de l'atmosphère avec une force suffisante pour définir la trajectoire de vol. Il se déplace autour de la planète grâce à la force de gravité. Le forfait comprend l'installation de moteurs de manœuvre pour ajuster la trajectoire. Ils permettent d'éviter les collisions avec des débris spatiaux et d'autres satellites.

Le mouvement s'effectue sur une orbite donnée. La distance à la planète dépend de la destination de l'appareil et de la trajectoire donnée. Plusieurs types d'orbites sont utilisés :

• Proche de la Terre ou basse. Fournit l’emplacement le plus proche possible. L'altitude est de 300 à 500 km au-dessus du niveau de la mer. Utilisé pour le premier travail vaisseau spatial, il existe désormais des dispositifs de télédétection de la surface et de l'atmosphère terrestres ;
• Polaire. Situé dans le plan des pôles polaires terrestres. L'angle d'inclinaison est proche de 90 degrés. En raison de l'aplatissement de la planète, il est possible d'atteindre vitesse différente la rotation, qui permettra au satellite de passer la même latitude en même temps ;
• Géostationnaire. Son altitude est de 35 000 km et se situe dans le plan équatorial. Il n'y a que deux points stables ; sur le reste du chemin, il faut maintenir artificiellement la trajectoire ;
• Très elliptique. Le contour orbital est une ellipse. La hauteur varie en fonction du point de trajectoire. Grâce à grande taille, vous permet de prendre en charge quantité requise satellites simultanément sur un pays. Utilisé principalement à des fins de télécommunications. Il existe également des appareils dotés de télescopes pour étudier des objets distants ;
• Rond. La section transversale de l'orbite est un cercle. L'indicateur de hauteur est proche de constant à tout moment.

L'altitude de vol des satellites au-dessus de la Terre est fixée en fonction de leur destination et de l'orbite choisie. L'orbite géostationnaire est la plus importante et la plus coûteuse. Par conséquent, les appareils qui ont épuisé leur durée de vie en sont retirés. Utilisé principalement à des fins scientifiques.

Pour les systèmes positionnement global des orbites circulaires à hauteur constante sont utilisées. Cette trajectoire est optimale pour la transmission du signal. Altitude orbitale Satellite GPS fait 20 mille kilomètres. Un appareil effectue deux orbites autour de la planète par jour. La vitesse permet l'utilisation de 4 satellites dans un seul plan pour assurer une transmission constante des données.

A quelle altitude volent les vaisseaux spatiaux ?

La principale différence entre les véhicules habités réside dans la nécessité de maintenir les fonctions vitales et de renvoyer l'équipage. Par conséquent, l’altitude de vol des navires est bien inférieure. Des stations habitées sont utilisées pour effectuer recherche scientifique, étude de l'influence de l'apesanteur, de l'espace, observation des corps cosmiques.

Premier habité vaisseau spatial a été lancé en 1961. Le mouvement s'effectuait le long d'une orbite elliptique. Le périgée était de 175 km et l'apogée était de 320 km au-dessus du niveau de la mer. Au cours du dernier demi-siècle de recherche, la hauteur a considérablement augmenté en raison de la présence d'un grand nombre de débris spatiaux en orbite terrestre basse. Actuellement, une orbite avec un périgée de 400 km est utilisée. Cela est également dû au manque d'influence de l'atmosphère sur la trajectoire du mouvement.

Une orbite géostationnaire avec une inclinaison nulle et une altitude de 35 756 km reste une orbite stratégiquement importante pour satellites artificiels Terre. Les satellites placés sur cette orbite tournent autour du centre de la Terre à la même vitesse angulaire que la surface terrestre. Grâce à cela, il n'est pas nécessaire d'avoir des antennes satellite pour suivre les satellites géostationnaires - un satellite géostationnaire pour lieu précis la surface de la Terre est toujours située en un point du ciel.

Un exemple de constellation de satellites de communication géostationnaires russes en 2005 :

Mais vérifie dernier horaire L'utilisation du site Web de Gunther montre que pas plus de 40 satellites géostationnaires ont été lancés en 2017, même si ce nombre inclut les lancements de satellites sur GTO (orbite de transfert géographique) Et Orbites de type Molniya (Cosmos-2518). Dans le cadre de cet écart, j'ai essayé d'évaluer de manière indépendante la dynamique des lancements annuels en orbite géostationnaire et la dynamique des changements dans la masse totale des satellites géostationnaires lancés en utilisant le même site Web de Gunter.

La plupart des satellites géostationnaires sont lancés orbites de géotransfert (GTO), puis ils utilisent leurs propres moteurs pour gravir le périhélie et entrer en orbite géostationnaire. Cela est dû à la volonté de minimiser la contamination de l'orbite géostationnaire d'importance stratégique (les étages supérieurs du lanceur au GPO brûlent beaucoup plus rapidement qu'au GSO en raison du faible périhélie des orbites). A cet égard, la masse de lancement des satellites géostationnaires est le plus souvent indiquée lors du lancement initial vers le GPO. Par conséquent, j'ai décidé de compter la masse des satellites géostationnaires dans le GPO, et également d'inclure dans le calcul les satellites qui étaient initialement destinés à fonctionner dans le GPO ou sur d'autres orbites elliptiques situées entre les orbites basses et géostationnaires (principalement les orbites de Molniya). D'autre part, dans certains cas, le lancement direct de satellites sur une orbite géostationnaire est effectué (par exemple, dans le cas des satellites militaires soviétiques, russes et américains), de plus, pour les satellites militaires, la masse est souvent simplement inconnue (en ce cas il est nécessaire d'indiquer la limite supérieure des capacités du lanceur lors du lancement au GPO). À cet égard, les calculs ne sont que préliminaires. À l'heure actuelle, nous avons réussi à traiter 35 des 60 années de l'ère spatiale, et la situation suivante se produit chaque année :

1) En termes de masse à lancer sur les orbites GPO et Molniya en 2017, elle a bien été établie nouveau record(192 tonnes) :

2) On n’observe pas de croissance particulière du nombre de véhicules lancés sur ces types d’orbites (la ligne noire est la ligne de tendance) :

3) Une situation similaire est observée avec le nombre de démarrages :

De manière générale, on observe une tendance vers une augmentation stable du trafic de marchandises vers des orbites élevées hautement elliptiques. Valeurs moyennes par décennie :

Basé sur la superficie moyenne des objets spatiaux ( surface de coupe transversale cumulée, mesuré en mètres carrés) les satellites géostationnaires sont encore plus supérieurs aux véhicules en orbite basse (même si l'on prend en compte les étages supérieurs - R.B.):

Cela est probablement dû à un grand nombre structures déployables pour satellites géostationnaires (antennes, panneaux solaires et batteries de thermorégulation).

Au fil des années, le nombre de satellites opérationnels en orbite géostationnaire n’a cessé de croître. Au cours de cette seule décennie, leur nombre est passé de quatre à cinq cents :

Selon la base de données des satellites en activité, actuellement le plus ancien satellite en activité en GEO est le satellite relais. TDRS-3, lancé en 1988. Au total, il y a actuellement 40 appareils en fonctionnement au GSO, dont l'âge a dépassé 20 ans :

Le nombre total de satellites géostationnaires, compte tenu des orbites enterrées, dépasse déjà le millier d'appareils (avec quantité minimale blocs accélérateurs ( R.B.) fusées sur ces orbites) :

Exemples de constellations de satellites géostationnaires :

La surpopulation croissante de l’orbite géostationnaire conduit à une poursuite de la tendance vers des satellites géostationnaires plus lourds. Si le premier BSG les satellites ne pesaient que 68 kg, alors en 2017 Chine a tenté de lancer un appareil de 7,6 tonnes. Il est évident que l'encombrement croissant de l'orbite géostationnaire conduira à l'avenir à la création de grandes plates-formes géostationnaires comportant des éléments réutilisables. Il est probable que de telles plates-formes résoudront plusieurs problèmes à la fois : communication et observation de la surface de la Terre à des fins météorologiques, besoins de défense, etc.

Satellite de communication géostationnaire pesant 7,6 tonnes, créé sur la base d'une nouvelle plateforme chinoise DFH-5

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.

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 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 :

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

R = G M ω 2 3 (\displaystyle R=(\sqrt[(3)](G(\frac (M)(\omega ^(2))))))

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

v = ω ⋅ R = 3 , 07 (\displaystyle v=\omega \cdot R=3(,)07)

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,

v = GMR ;

alors la 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 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.

. 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.

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, ce qu'on appelle. 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. 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 est alimenté en carburant volumétrique (gaz de charge-hélium) et fonctionne avec des composants durables à point d'ébullition élevé (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.

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.

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. Le ping (réponse) sera d'une demi-seconde (plus précisément 0,48 s). Compte tenu du retard du signal dans les équipements satellitaires et les équipements des services au sol, le retard total du signal sur la route « Terre → satellite → Terre » peut atteindre 2 à 4 secondes. Ce délai rend impossible l'utilisation des communications par satellite utilisant GSO dans divers services 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 (en 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) utiliser un câble à fibre optique d'une longueur de 1670 kilomètres jusqu'à un endroit situé à 75° S. la 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
	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

Le tableau ci-dessus montre, 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 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. 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 soleil et le satellite émetteur sont alignés 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. Par temps clair, antennes focalisées avec revêtement léger rayons du soleil peut endommager (fondre) l’équipement de réception et de transmission antenne parabolique.

Voir aussi

• Orbite quasi-géostationnaire

Remarques

1. Noordung Hermann Le problème des voyages spatiaux. - Éditions DIANE, 1995. - P. 72. - ISBN 978-0788118494
2. Relais extra-terrestres – Les stations-fusées peuvent-elles offrir une couverture radio mondiale ? (Anglais) (pdf). Arthur C. Clark (octobre 1945). Archivé
3. L'exigence selon laquelle les satellites restent stationnaires par rapport à la Terre dans leurs positions orbitales en orbite géostationnaire, ainsi que grand nombre satellites sur cette orbite en différents points, conduisent à effet intéressant lorsque vous observez et photographiez des étoiles avec un télescope en utilisant le guidage - en maintenant l'orientation du télescope vers point donné ciel étoilé pour compenser la rotation quotidienne de la Terre (une tâche inverse aux communications radio géostationnaires). Si vous regardez à travers un tel télescope ciel étoilé près de l'équateur céleste, là où passe l'orbite géostationnaire, on peut alors, dans certaines conditions, voir des satellites passer les uns après les autres sur fond d'étoiles fixes dans un couloir étroit, comme des voitures sur une autoroute très fréquentée. Ceci est particulièrement visible sur les photographies d'étoiles avec de longues expositions, voir, par exemple : Babak A. Tafreshi. Autoroute géostationnaire. (Anglais) . Le monde la nuit (TWAN). Archivé de l'original le 23 août 2011. Récupéré le 25 février 2010. Source: Babak Tafreshi (Monde nocturne). Autoroute géostationnaire. (russe) . Astronet.ru. Archivé de l'original le 23 août 2011. Récupéré le 25 février 2010.
4. pour les orbites de satellites dont la masse est négligeable par rapport à la masse de l'objet astronomique qui l'attire
5. Orbites de satellites artificiels de la Terre. Mettre des satellites en orbite
6. Le réseau télédésique : utilisation de satellites en orbite terrestre basse pour fournir un accès Internet haut débit, sans fil et en temps réel dans le monde entier
7. Magazine "Autour du Monde". N°9 septembre 2009. Les orbites que l'on choisit.
8. Mosaïque. Deuxième partie
9. le satellite dépasse l'horizon de 3°
10. Attention! La période d’interférence solaire active arrive !
11. Interférence solaire

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