∆елезо / 130300

решить уравнение с квадратным корнем
∆елезо / јнтенны / “елевизионные и спутниковые антенны / ќ–Ѕ»“џ »— ”——“¬≈ЌЌџ’ —ѕ”“Ќ» ќ¬ «≈ћЋ»

ќ–Ѕ»“џ »— ”——“¬≈ЌЌџ’ —ѕ”“Ќ» ќ¬ «≈ћЋ». ¬џ¬ќƒ —ѕ”“Ќ» ќ¬ Ќј ќ–Ѕ»“”

“раектори€ движени€ »—« называетс€ орбитой. ¬о врем€ свободного полета спутника, когда его бортовые реактивные двигатели выключены, движение происходит под воздействием гравитационных сил и по инерции, причем главной силой €вл€етс€ прит€жение «емли.

≈сли считать «емлю строго сферической, а действие гравитационного пол€ «емли Ч единственной силой, воздействующей на спутник, то движение »—« подчин€етс€ известным законам  еплера: оно происходит в неподвижной (в абсолютном пространстве) плоскости, проход€щей через центр «емли, Ч плоскости орбиты; орбита имеет форму эллипса (рис 3.1) или окружности (частный случай эллипса).

31.jpg

ѕри движении спутника полна€ механическа€ энерги€ (кинетическа€ и потенциальна€) остаетс€ неизменной, вследствие чего при удалении спутника от «емли скорость его движени€ уменьшаетс€.

”равнение эллиптической орбиты спутника «емли в пол€рной системе координат определ€етс€ формулой

32.jpg

¬ случае эллиптической орбиты точкой периге€ называют точку орбиты, соответствующую наименьшему значению радиус-вектора r = rп, точкой апоге€ Ч точку, соответствующую наибольшему значению r = ra (рис. 3.2).

«емл€ находитс€ в одном из фокусов эллипса. ¬ход€щие в формулу (3.1) величины св€заны соотношени€ми:

33.jpg

–ассто€ние между фокусами и центром эллипса составл€ет ае, т. е. пропорционально эксцентриситету. ¬ысота спутника над поверхностью «емли

h=r-R,

где R Ч радиус «емли. Ћини€ пересечени€ плоскости орбиты с плоскостью экватора (а Ч а на рис. 3.1) называетс€ линией узлов, угол i между плоскостью орбиты и плоскостью экватора Ч наклонением орбиты. ѕо наклонению различают экваториальные (i = 0°), пол€рные (i = 90°) и наклонные орбиты,(0°<i<90° 90°<i<180°).

ќрбита спутника характеризуетс€ также долготой апоге€ д Ч долгота подспутниковой точки (точка пересечени€ радиуса-вектора с поверхностью «емли) в момент прохождени€ спутником апоге€ и периодом обращени€ “ (врем€ между двум€ последовательными прохождени€ми одной и той же точки орбиты).

ƒл€ систем св€зи и вещани€ необходимо, чтобы имелась пр€ма€ видимость между спутником и соответствующими земными станци€ми в течение сеанса св€зи достаточной длительности. ≈сли сеанс не круглосуточный, то удобно, чтобы он повтор€лс€ ежесуточно в одно и то же врем€. ѕоэтому предпочтительны синхронные орбиты с периодом обращени€, равным или кратным времени оборота «емли вокруг оси, т. е. звездным суткам (23 ч 56 мин 4 с).

Ўирокое применение нашла высока€ эллиптическа€ орбита с периодом обращени€ 12 ч, когда дл€ систем св€зи и вешани€ использовались спутники Ђћолни€ї (высота периге€ 500 км, апоге€ Ч 40 тыс. км). ƒвижение »—« на большой высоте Ч в области апоге€ Ч замедл€етс€, а область периге€, расположенную над южным полушарием «емли, спутник проходит очень быстро. «она видимости »—« на орбите типа Ђћолни€ї в течение большей части витка вследствие значительной высоты велика. ќна расположена в северном полушарии и поэтому удобна дл€ северных стран. ќбслуживание всей территории бывшего ———– одним из »—« возможно в течение не менее 8 ч, поэтому трех »—«, смен€ющих друг друга, было достаточно дл€ круглосуточной работы. ¬ насто€щее врем€ ради исключени€ перерывов св€зи и вещани€, упрощени€ систем наведени€ антенн земных станций на »—« и других эксплуатационных преимуществ осуществлен переход на использование геостационарных орбит (√—ќ) спутников «емли.

ќрбита геостационарного »—« Ч это кругова€ (эксцентриситет е = 0), экваториальна€ (наклонение i = 0°), синхронна€ орбита с периодом обращени€ 24 ч, с движением спутника в восточном направлении.

ќрбиту √—ќ еще в 1945 г. рассчитал и предложил использовать дл€ спутников св€зи английский инженер јртур  ларк, известный впоследствии как писатель-фантаст. ¬ јнглии и многих других странах геостационарную орбиту называют Ђѕо€с  ларкаї (рис. 3.3).

34.jpg

ќрбита имеет форму окружности, лежащей в плоскости земного экватора с высотой над поверхностью «емли 35 786 км. Ќаправление вращени€ »—« совпадает с направлением суточного вращени€ «емли. ѕоэтому дл€ земного наблюдател€ спутник кажетс€ неподвижным в определенной точке небесной полусферы.

√еостационарна€ орбита уникальна тем, что ни при каком другом сочетании параметров нельз€ добитьс€ неподвижности свободно движущегос€ »—« относительно земного наблюдател€. Ќеобходимо отметить некоторые достоинства геостационарных »—«. —в€зь осуществл€етс€ непрерывно, круглосуточно, без переходов (заход€щего »—« на другой);

на антеннах земных станций упрощены, а на некоторых даже исключены системы автоматического сопровождени€ »—«;

механизм привода (перемещени€) передающей и приемной антенн облегчен, упрошен, сделан более экономичным; достигнуто более стабильное значение ослаблени€ сигнала на трассе «емл€ Ч  осмос; зона видимости геостационарного »—« около одной трети земной поверхности; трех геостационарных »—« достаточно дл€ создани€ глобальной системы св€зи; отсутствует (или становитс€ весьма малым) частотный сдвиг, обусловленный эффектом ƒоплера.

Ёффектом ƒоплера называют физическое €вление, заключающеес€ в изменении частоты высокочастотных электромагнитных колебаний при взаимном перемещении передатчика и приемника. Ёффект ƒоплера объ€сн€етс€ изме

нением рассто€ни€ во времени. Ётот эффект может возникнуть также и при движении »—« на орбите. Ќа лини€х св€зи через строго гестационарный спутник доплеровский сдвиг не возникает, на реальных геостационарных »—« Ч мало существен, а на сильно выт€нутых эллиптических или низких круговых орбитах может быть значительным. Ёффект про€вл€етс€ как нестабильность несущей частоты ретранслируемых спутником колебаний, котора€ добавл€етс€ к аппаратурной нестабильности частоты, возникающей в аппаратуре бортового ретрансл€тора и земной станции. Ёта нестабильность может существенно осложн€ть прием сигналов, привод€ к снижению помехоустойчивости приема.

  сожалению, эффект ƒоплера способствует изменению частоты модулирующих колебаний. Ёто сжатие (или расширение) спектра передаваемого сигнала невозможно контролировать аппаратурными методами, так что если сдвиг частоты превысит допустимые пределы (например, 2 √ц дл€ некоторых типов аппаратуры частотного разделени€ каналов), то канал оказываетс€ неприемлемым.

—ущественное вли€ние на свойства каналов св€зи оказывает и запаздывание радиосигнала при его распространении по линии «емл€ Ч »—« Ч «емл€.

ѕри передаче симплексных (однонаправленных) сообщений (программ телевидени€, звукового вешани€ и других дискретных (прерывистых) сообщений это запаздывание не ощущаетс€ потребителем. ќднако при дуплексной (двусторонней) св€зи запаздывание на несколько секунд уже заметно. Ќапример, электромагнитна€ волна от «емли на √—ќ и обратно Ђпутешествуетї 2...4 с (с учетом задержки сигнала в аппаратуре »—«) и наземной аппаратуре. ¬ этом случае не имеет смысла передавать сигналы точного времени.

¬ывод геостационарного спутника на орбиту обычно осуществл€етс€ многоступенчатой ракетой через промежуточную орбиту. —овременна€ ракета-носитель представл€ет собой сложный космический летательный аппарат, который приводитс€ в движение реактивной силой ракетного двигател€.

¬ состав ракеты-носител€ вход€т ракетный и головной блоки. –акетный блок €вл€етс€ автономной частью составной ракеты с топливным отсеком, двигательной установкой и элементами системы разделени€ ступеней. √оловной блок включает в себ€ полезную нагрузку и обтекатель, защищающий конструкцию »—« от силового и теплового воздействий набегающего потока воздуха при полете в атмосфере и служащего дл€ монтажа на его внутренней поверхности элементов, которые участвуют в подготовке к пуску, но не функционируют в полете. √лавный обтекатель позвол€ет облегчить конструкцию »—« и €вл€етс€ пассивным элементом, надобность в котором отпадает после выхода ракеты-носител€ из плотных слоев атмосферы, где он сбрасываетс€. ѕолезна€ нагрузка космического аппарата состоит из ретрансл€ционного оборудовани€ св€зи и вещани€, радиотелеметрических систем, собственно корпуса »—« со всеми вспомогательными и обеспечивающими системами.

ѕринцип действий одноразовой многоступенчатой ракеты-носител€ состоит в следующем: пока работает перва€ ступень, можно рассматривать остальные вместе с истинной полезной нагрузкой в качестве полезной нагрузки первой ступени. ѕосле ее отделени€ начинает работать втора€, котора€ вместе с последующими ступен€ми и истинной полезной нагрузкой образует новую самосто€тельную ракету. ƒл€ второй ступени все последующие (если они есть) вместе с истинным полезным грузом играют роль полезной нагрузки и так далее, т. е. полет ее характеризуетс€ несколькими этапами, каждый из которых €вл€етс€ как бы ступенью дл€ сообщени€ начальной скорости другим одноступенчатым ракетам, вход€щим в ее состав. ѕри этом начальна€ скорость каждой последующей одноступенчатой ракеты равна конечной скорости предыдущей. ќтторжение первой и последующих ступеней носител€ осуществл€етс€ после полного выгорани€ топлива в двигательной установке.

ѕуть, который проходит ракета-носитель при выведении »—« на орбиту, называют траекторией полета. ќн характеризуетс€ активным и пассивным участками. јктивный участок полета Ч это пролет ступеней носител€ с работающими двигател€ми, пассивный участок Ч полет отработавших ракетных блоков после их отделени€ от ракеты-носител€.

Ќоситель,старту€ вертикально (участок 1, расположенный на высоте 185... 250 км), выходит затем на криволиней

35.jpg

ный активный участок 2 в восточном направлении. Ќа этом участке перва€ ступень обеспечивает постепенное уменьшение угла наклона ее оси по отношению к местному горизонту. ”частки 3, 4 Ч соответственно активные участки полета второй и третьей ступеней, 5 Ч орбита »—«, 6, 7 Ч пассивные участки полета ракетных блоков первой и второй ступеней (рис. 3.4).

ѕри выведении »—« на соответствующую орбиту большую роль играют врем€ и место запуска ракеты-носител€. ѕодсчитано, что космодром выгоднее располагать как можно ближе к экватору, так как при разгоне в восточном направлении ракета-носитель получает дополнительную скорость. Ёта скорость называетс€ окружной скоростью космодрома Vк, т. е. скорость его движени€ вокруг оси «емли благодар€ суточному вращению планеты.

36.jpg

т. е. на экваторе она равна 465 м/с, а на широте космодрома Ѕайконур Ч 316 м/с. ѕрактически это означает, что с экватора той же ракетой-носителем может быть запушен более т€желый »—«.

«авершающей стадией полета ракеты-носител€ €вл€етс€ вывод »—« на орбиту, форма которой определ€етс€ кинетической энергией, сообщаемой »—« ракетой, т. е. конечной скоростью носител€. ¬ том случае, когда спутнику сообщаетс€ количество энергии, достаточное дл€ его вывода на √—ќ, ракета-носитель должна вывести в точку, удаленную от «емли на 35 875 км, и сообщить ему при этом скорость 3075 м/с.

ќрбитальную скорость геостационарного »—« легко подсчитать. ¬ысота √—ќ над поверхностью «емли 35 786 км, радиус √—ќ на 6366 км больше (средний радиус «емли), т. е. 42 241 км. ”множив значение радиуса √—ќ на 2л (6,28), получим ее длину окружности Ч 265 409 км. ≈сли разделить ее на длительность суток в секундах (86 400 с), получим орбитальную скорость »—« Ч в среднем 3,075 км/с, или 3075 м/с.

ќбычно вывод спутника ракетой-носителем осуществл€етс€ в четыре этапа: выход на начальную орбиту; выход на орбиту Ђожидани€ї (парковочную орбиту); выход на переходную орбиту; выход на конечную орбиту (рис. 3.5). ÷ифрам соответствуют следующие этапы вывода спутника на √—ќ: 1 Ч первоначальна€ переходна€ орбита; 2 Ч первое

включение апогейного двигател€ дл€ выхода на промежуточную переходную орбиту; 3 Ч определение положени€ на орбите;

4 Ч второе включение апогейного двигател€ дл€ выхода на первоначальную орбиту дрейфа; 5 Ч переориентаци€ плоскости орбиты и коррекци€ ошибок; 6 Ч ориентаци€ перпендикул€рно к плоскости орбиты и коррекци€ ошибок; 7 Ч

остановка платформы спутника, раскрытие панелей, полна€ расстыковка с ракетой; 8 Ч раскрытие антенн, включение гиростабилизатора; 9 Ч стабилизаци€ положени€: ориентаци€ антенн на нужную точку «емли, ориентаци€ солнечных батарей на —олнце, включение бортового ретрансл€тора и установление номинального режима его работы.

37.jpg

∆елезо / јнтенны / “елевизионные и спутниковые антенны / ќ–Ѕ»“џ »— ”——“¬≈ЌЌџ’ —ѕ”“Ќ» ќ¬ «≈ћЋ»