Satelita geostacjonarny

GOES I - geostacjonarny satelita pogodowy

Jak satelity komunikacyjne znajdują się w GEO (łopatki ogniw słonecznych zawsze wskazują kierunek północ-południe)

Orbita geostacjonarna w stosunku do odległości Ziemia-Księżyc

Przy długiej ekspozycji satelity geostacjonarne pojawiają się jako kropki, podczas gdy gwiazdy wydają się błądzić: Tutaj widać dwa komercyjne satelity i tajnego satelitę wojskowego ( USA 207 , 2009-047A)

Geostacjonarnych satelita jest sztuczny satelita Ziemi , który znajduje się w orbicie kołowej 35.786 km nad powierzchnią Ziemi nad równikiem . Istnieje orbita geostacjonarna (angielski: Geostationary Earth Orbit , w skrócie GEO), d. H. Stacjonujące tam satelity poruszają się z prędkością kątową jednej orbity wokół Ziemi dziennie i śledzą ruch obrotowy Ziemi z prędkością około 3,07 km / s. W rezultacie satelity geostacjonarne idealnie zawsze znajdują się nad tym samym punktem na powierzchni Ziemi lub nad równikiem.

Typowymi przykładami są satelitów geostacjonarnych satelitów komunikacyjnych , telewizyjne satelitów , a satelity pogodowe .

Sygnał radiowy wysyłany z ziemi, którego geostacjonarny satelita przekazuje z powrotem do odbiornika na Ziemi, odbiera z powodu odległości od 35 800 do 41 700 kilometrów zależnej od szerokości geograficznej, którą trzeba pokonać dwukrotnie, oraz prędkości światła , które jest również używany do fal radiowych , opóźnienie ( latencja ) około 0,24 do 0,28 sekundy. W przypadku cyfrowej transmisji, stosowanie kompresji danych , kodowania lub kodowania danych zwiększa się opóźnienia razy dodatkowo.

Rodzaje

Istnieją dwa różne typy satelitów geostacjonarnych.

Satelity stabilizowane obrotowo

Stabilizowany spinowo INTELSAT IVA w budowie

Najpierw opracowano satelity stabilizowane obrotem. Mają kształt bębna, a ich zewnętrzną powierzchnię pokrywają ogniwa słoneczne. Oś obrotu jest równoległa do wektora obrotu orbity satelity, a zatem zawsze prostopadła do aktualnego wektora prędkości orbity, a ze względu na orbitę równikową również w kierunku północ-południe, tj. Równolegle do osi Ziemi.

Kiedy satelita nie przecina cienia Ziemi, spin ustawia ogniwa słoneczne ułożone obok siebie na obwodzie jedno po drugim w kierunku słońca, przy czym jedna połowa komórek jest całkowicie zacieniona w dowolnym momencie, a druga połowa oświetlane pod mniej lub bardziej korzystnymi kątami. Satelity komunikacyjne tego typu na ogół mają nieskręcony moduł antenowy na swojej (północnej) górnej stronie z antenami kierunkowymi przymocowanymi do pewnych obszarów ziemi. Dysza silnika apogeum wystaje z (południowego) spodu satelity.

Satelity obrotowe lub stabilizowane w trzech osiach

Satelita UFO z głównym korpusem o stałej orientacji

Satelity obrotowe lub stabilizowane w trzech osiach mają zwykle korpus w kształcie prostopadłościanu . Przód korpusu jest skierowany w stronę ziemi. Tył natomiast wskazuje na zenit, z którego wystaje motor apogeum. Boki skierowane na północ i południe mają skrzydła ogniwa słonecznego, które śledzą słońce, gdy satelita krąży wokół Ziemi.

Na przedniej stronie znajdują się instrumenty skierowane w stronę ziemi - lub, w przypadku niektórych satelitów komunikacyjnych, moduł antenowy z (czasami rozkładanymi) antenami kierunkowymi. Otaczają one podstawę wieży, na której znajdują się anteny tubowe, które znajdują się w ogniskowych anten kierunkowych. W innych satelitach komunikacyjnych anteny tubowe są zamontowane na górnej zewnętrznej krawędzi korpusu głównego i naświetlają bardzo duże anteny kierunkowe, które są zbyt duże, aby można je było zamontować na górze. Są przymocowane do boków, które są nadal wolne na wschodzie i zachodzie i są rozkładane po starcie. Istnieją również satelity, które mają anteny zarówno na górze, jak i po stronie zachodniej i wschodniej.

Strzał

Zazwyczaj wyrzutnia umieszcza satelitę na wysoce eliptycznej geostacjonarnej orbicie transferowej (GTO). Stamtąd własny silnik apogeum satelity transportuje go na orbitę geostacjonarną (GEO), zwykle z napędem elektrycznym . Satelita zużywa większość paliwa lub zapasów masy (głównie ksenonu , z chemicznym napędem czterotlenkowym azotu i monometylohydrazyną ), tak że po dotarciu do GEO ma tylko około połowę mniejszą masę niż podczas startu. Pozostałe rezerwy paliwa są wtedy wystarczające do przeprowadzenia wszystkich korekt orbity w okresie użytkowania satelity w GEO.

Fakt, że wyrzutnia upuszcza satelitę bezpośrednio do GEO, występuje tylko w przypadku satelitów rosyjskich i satelitów wojskowych USA. Rozważane jest wprowadzenie nowego górnego stopnia Ariane 5 z możliwością ponownego zapłonu , który mógłby również wprowadzić satelity bezpośrednio do GEO.

Koszty transportu ładunków w GTO wynoszą od 30 000 do 50 000 euro / kg , dla tych w GEO od 300 000 do 400 000 euro / kg

Orbita satelity

Stabilne (●) i niestabilne (◆) pozycje satelitów

Wpływ księżyca, słońca, a zwłaszcza deformacji Ziemi, zakłóca orbitę geostacjonarną. Satelita utrzymuje swoją pozycję tylko w czterech pozycjach, a tylko dwie z nich są stabilne: 105,3 ° W i 75,1 ° E. Pozostałe dwa, 11,5 ° W i 161,9 ° E, są niestabilne. Małe zmienne zakłócające powodują dryf do stabilnych pozycji. Dlatego pozycjonowanie satelity poza tymi punktami wymaga ciągłych korekt orbity. Satelity, które wymkną się spod kontroli i nie mogą być już przeniesione na orbitę cmentarną, skupią się w tych dwóch punktach. Obecnie (2010) powinno ich być ponad 160.

Zakłócenia sieci również wpływają na nachylenie sieci. Bez korekt rośnie o około 0,5 ° rocznie, w zależności od położenia. Satelita nie jest już nieruchomy na niebie, ale porusza się względem Ziemi po krzywej w kształcie ósemki. Odchylenie od okrągłego kształtu do eliptycznej orbity wyraża się w asymetrii krzywej, podobnej do krzywej analemmy słońca. Korekty orbity w kierunku północ-południe wymagają znacznie więcej paliwa niż przesunięcia wzdłuż równika. Dlatego operatorzy pozwalają starym satelitom z prawie wyczerpanymi zapasami paliwa dojeżdżać , jeśli to możliwe, po tak zwanej orbicie nachylonej . Przy fluktuacji N / S wynoszącej 10 °, odchylenie W / O wynosi około 0,5 °.

Na Międzynarodowej Unii Telekomunikacyjnej przydziela częstotliwości i pozycje satelitarne tak, że satelity nie kolidują ze sobą. Wcześniej odległość wynosiła 4 ° do sąsiedniego satelity, który promieniował na tej samej częstotliwości. Ze względu na duże zapotrzebowanie na pozycje satelitarne odległości zostały zmniejszone do 2 °, co odpowiada 1400 kilometrom. Rzeczywista przypisana pozycja satelity to skrzynka, w której operatorzy muszą ustawić swoje satelity z dokładnością do ± 0,14 °, co oznacza dryf wschód-zachód mniejszy niż 100 kilometrów. Dryft radialny nie może różnić się o więcej niż 75 kilometrów.

Współpozycjonowanie

Na jednej pozycji satelitarnej można ustawić więcej niż jednego satelitę. W tym przypadku wszystkie współpozycjonowane satelity znajdują się w przypisanej skrzynce. Obecnie możliwe jest ustawienie ośmiu satelitów na jednej pozycji satelity.

Dostawa energii podczas zaćmienia, awaria słońca

Satelita geostacjonarny prawie przez cały rok czerpie energię z ogniw słonecznych. Te węzły z orbity geostacjonarnej są wiosną i wczesną jesienią w pobliżu linii łączącej Słońce-Ziemia i cień Ziemi . Dlatego stoi w cieniu ziemi maksymalnie 70 minut w nocy od marca do połowy kwietnia i od września do połowy października. W czasie tego zaćmienia satelity pobierają energię z akumulatorów , które wcześniej były ładowane przez ogniwa słoneczne lub ograniczają ich moc (przykład: TV-SAT ). Dwa razy w roku o określonej porze dnia satelita, ziemia i słońce są prawie w jednej linii. Następnie, widziane z anteny, słońce jest blisko satelity przez kilka minut przez kilka kolejnych dni. Następnie promieniowanie mikrofalowe słoneczne nakłada się na satelitę i następuje krótkotrwałe pogorszenie lub przerwanie połączenia satelitarnego ( awaria słońca ). Dokładny czas wystąpienia tego zdarzenia zależy od położenia danego satelity i położenia odbiornika na ziemi; Ponadto średnica anteny i częstotliwość transmisji mają wpływ na czas trwania przerwy.

Obliczanie wysokości lotu

Poniższe obliczenia oparte są na klasycznym Newtonowskim prawie grawitacji , pomijając w ten sposób efekty relatywistyczne. Ponadto zakłada się niezakłócone, promieniowo symetryczne pole grawitacyjne Ziemi, a masa satelity powinna być pomijalnie mała w porównaniu z masą Ziemi.

Aby satelita poruszał się po kołowej orbicie wokół Ziemi, musi mieć ciągłe przyspieszenie w kierunku środka koła, tj. H. poznaj środek ziemi. Siła, która wyzwala to przyspieszenie, pochodzi z grawitacyjnego oddziaływania między Ziemią a satelitą. Obowiązują następujące zasady:

{\ Displaystyle G \; {\ Frac {m_ {s} \; M _ {\ oplus}} {{r_ {s}} ^ {2}}} = m_ {s} \; \ omega ^ {2} \ ; r_ {s}}

Lewa strona: ciężar wynikający z oddziaływań grawitacyjnych między masą Ziemi a masą satelity , prawa strona: centralna siła, która jest niezbędna dla toru kołowego o promieniu i prędkości kątowej . To założenie okrągłej ścieżki wokół środka Ziemi jest uzasadnione tylko w przybliżeniu, gdy można założyć, że masa satelity jest bardzo mała w porównaniu z masą Ziemi . ${\ displaystyle M _ {\ oplus}}$ ${\ displaystyle m_ {s}}$ ${\ displaystyle r_ {s}}$ ${\ displaystyle \ omega}$ ${\ displaystyle m_ {s} \ ll M _ {\ oplus}}$

Możesz wtedy zobaczyć, że masa satelity może zostać zmniejszona, więc promień orbity jest niezależny od masy satelity. Z relacji i rozwiązania równania na promień orbity otrzymujemy: ${\ displaystyle m_ {s}}$ ${\ displaystyle r_ {s}}$ ${\ displaystyle \ omega = {{2 \ pi} \ ponad {T_ {s}}}}$ ${\ displaystyle r_ {s}}$

{\ displaystyle r_ {s} = {\ sqrt [{3}] {{G \; M _ {\ oplus} \; {T_ {s}} ^ {2}} \ ponad {4 \ pi ^ {2} }}}}

Długość dnia gwiazdowego ma być używana do określania czasu orbity satelity . Ze względów metrologicznych iloczyn jest znany dokładniej niż poszczególne terminy ( stała grawitacyjna ) i ( masa ziemi ). Dokładne wartości liczbowe to: ${\ displaystyle T_ {s}}$ ${\ displaystyle GM _ {\ oplus}}$ ${\ displaystyle G}$ ${\ displaystyle M _ {\ oplus}}$

{\ Displaystyle GM _ {\ oplus} = 3 {,} 9860042 \ cdot 10 ^ {14} \, \ mathrm {\ Frac {m ^ {3}} {s ^ {2}}}}

{\ Displaystyle T_ {s} = 8 {,} 6164099 \ cdot 10 ^ {4} \, \ mathrm {s}}

Przy powyższym wzorze daje to promień orbity około 42164 km. Aby obliczyć wysokość lotu , należy odjąć promień Ziemi na równiku , 6 378 km, który jest nieco większy niż średni promień Ziemi ze względu na spłaszczenie biegunów . Skutkuje to wysokością nad równikiem na 35786 km.

Widoczność satelity z ziemi

Ponieważ satelita geostacjonarny jest nieruchomy, tak jak widzi go obserwator na Ziemi, poziome i pionowe kąty widzenia (azymut i elewacja) pozostają stałe. Zależą one tylko od szerokości i długości geograficznej obserwatora oraz długości geograficznej satelity. Szerokość geograficzna satelity geostacjonarnego wynosi zawsze 0, a jego odległość od środka Ziemi wynosi 42 164 km, a promień Ziemi wynosi 6 378 km. Kąty widzenia, które można również wykorzystać do ustawienia anteny, oblicza się w następujący sposób: ${\ displaystyle \ phi _ {T}}$ ${\ displaystyle \ lambda _ {T}}$ ${\ displaystyle \ lambda _ {S}}$ ${\ displaystyle r_ {S}}$ ${\ displaystyle r_ {E}}$

Różnica w długościach geograficznych

{\ Displaystyle \ Delta \ lambda = \ lambda _ {T} - \ lambda _ {S}}

Długości wschodnie są dodatnie, a zachodnie ujemne. Jeśli nie mieści się w zakresie od -180 ° do + 180 °, należy dodać lub odjąć 360 °.

{\ Displaystyle \ Delta \ lambda}

Kąt pomiędzy położeniem anteny a punktem sub-satelity

Ta formuła oblicza środkowy kąt ortodromów między położeniem obserwatora a punktem na powierzchni Ziemi bezpośrednio pod satelitą.

{\ Displaystyle \ cos \ delta = \ cos \ phi _ {T} \ cdot \ cos \ Delta \ lambda}

Orientacja pozioma (azymut)

Azymut jest mierzona z północy na wschód. ${\ displaystyle \ alpha}$

{\ Displaystyle \ cos \ alpha = - {\ Frac {\ tan \ phi _ {T}} {\ tan \ delta}}}

Konieczne są tutaj pewne rozróżnienia:

	${\ Displaystyle \ Delta \ lambda <0}$ Obserwator jest dalej na zachód niż satelita	${\ Displaystyle \ Delta \ lambda = 0}$ Obserwator znajduje się na tej samej długości co satelita	${\ Displaystyle \ Delta \ lambda> 0}$ Obserwator jest dalej na wschód niż satelita	${\ Displaystyle \ Delta \ lambda = 180 ^ {\ Circ}}$ Obserwator znajduje się na długości geograficznej naprzeciw satelity
${\ displaystyle \ phi _ {T}> 0}$ (Obserwator na półkuli północnej)	Azymut zawiera się w przedziale od 0 ° do 180 °	Azymut to 180 ° (południe)	Azymut wynosi od 180 ° do 360 °	Azymut wynosi 0 ° (północ)
${\ displaystyle \ phi _ {T} = 0}$ (Obserwator na równiku)		Satelita znajduje się bezpośrednio nad obserwatorem w zenicie . Azymut nie jest określony, elewacja wynosi 90 °.		Satelita znajduje się po przeciwnej stronie ziemi w nadirze . Azymut nie jest określony, elewacja wynosi -90 °.
${\ displaystyle \ phi _ {T} <0}$ (Obserwator na półkuli południowej)		Azymut wynosi 0 ° (północ)		Azymut to 180 ° (południe)

Wyrównanie w pionie (rzędna)

Wzniesienie jest kątem pomiędzy horyzontem i satelity. Jeśli satelita znajduje się poniżej horyzontu, elewacja jest ujemna. ${\ displaystyle \ epsilon}$

{\ Displaystyle \ tan \ epsilon = {\ Frac {\ cos \ delta - {\ Frac {r_ {E}} {r_ {S}}}} {\ sin \ delta}}}

Odległość do satelity

{\ Displaystyle d = r_ {S} \ cdot {\ sqrt {1-2 \ cdot {\ Frac {r_ {E}} {r_ {S}}} \ cdot \ cos \ delta + \ lewo ({\ Frac { r_ {E}} {r_ {S}}} \ right) ^ {2}}}}

Odległość do satelity wynosi co najmniej 35 786 km dla satelity w zenicie. W przypadku satelity na horyzoncie wartość ta może wzrosnąć do 41 670 km.

Numeryczne uproszczenie

Współczynnik wynosi 0,151, więc wzory na wzniesienie i odległość można również zapisać w następujący sposób: ${\ displaystyle r_ {E} / r_ {S}}$

{\ Displaystyle \ tan \ epsilon = {\ Frac {\ cos \ delta -0 {,} 151} {\ sin \ delta}}}

{\ Displaystyle d = r_ {S} \ cdot {\ sqrt {1-0 {,} 302 \ cdot \ cos \ delta + \ lewo (0 {,} 151 \ prawo) ^ {2}}} = r_ {S } \ cdot {\ sqrt {1 {,} 023-0 {,} 302 \ cdot \ cos \ delta}}}

graficzny

Orbita geostacjonarnego satelity widziana z 30 °, 50 ° i 70 ° szerokości geograficznej.

Grafika po prawej stronie przedstawia orbitę satelity geostacjonarnego dla różnych pozycji na półkuli północnej Ziemi. Powyżej 81 ° szerokości geograficznej geostacjonarnego satelity nie można już zobaczyć z Ziemi. Na 70 ° szerokości geograficznej (linia przerywana) jest to maksymalnie 11 ° nad horyzontem na południu. Orbita przecina horyzont mniej więcej na wschód-południowy wschód lub zachód-południowy zachód (63 °). Antena na szerokości geograficznej 50 ° (linia przerywana) może wykorzystywać obszar od południa do ESE lub WSW do odbioru satelitarnego, ponieważ satelita znajduje się wystarczająco wysoko nad horyzontem z co najmniej 10 ° elewacją.

Ślad stopy

Rozmiar powierzchni postojowej anteny parabolicznej na satelicie geostacjonarnym dla różnych pasm częstotliwości.

Obszar pokrycia satelity geostacjonarnego (teoretycznie maksymalnie 42% powierzchni Ziemi) zależy od kierunkowości jego anten. Sygnały z anten o niskiej kierunkowości mogą być odbierane wszędzie tam, gdzie istnieje geometryczna widoczność satelity. Dzięki antenom o dużym zysku obszar odbioru można skupić na wybranych obszarach na ziemi. Europejscy operatorzy satelitarni często chcą, aby ich satelity oświetlały tylko Europę. Diagram dostarcza informacji, na przykład, że antena o średnicy 2 metrów w paśmie Ku obejmuje obszar o średnicy 500 kilometrów na Ziemi. Dzięki odpowiednim antenom wielowiązkowym i elementom tworzącym wiązki powstaje wydłużona powierzchnia napromieniania obejmująca kontynent europejski od Półwyspu Iberyjskiego po Polskę.

Inną metodą wpływania na kształt śladu jest użycie przez satelitę eliptycznych anten nadawczych, które można zamontować pod kątem na satelicie w celu dokładniejszego kształtowania obszaru transmisji. Wiążą one sygnał mocniej po ich szerszej stronie, tak że ślad na ziemi staje się węższy w odpowiednim kierunku.

Przykłady satelitów geostacjonarnych

Satelity komunikacyjne

Satelity pogodowe

Zobacz też

Lista satelitów geostacjonarnych

linki internetowe

Indywidualne dowody

^ Arianespace ujawnia manifest, zauważa, że wprowadza na rynek różnorodność. W: Spacenews. 9 września 2019, dostęp 9 września 2019 .
↑ ^a^b^c Peter B. de Selding: satelita wymykający się spod kontroli zagraża innym pobliskim statkom kosmicznym. space.com, 3 maja 2010 r., dostęp 4 maja 2010 r. (w języku angielskim): „W zależności od ich pozycji w momencie awarii satelity te mają tendencję do przemieszczania się w kierunku jednego z dwóch punktów libracji, pod kątem 105 stopni na zachód i 75 stopni na wschód. Dane zebrane przez XL Insurance of New York, ubezpieczyciela ryzyka kosmicznego, mówią, że w tych dwóch punktach zgromadzonych jest ponad 160 satelitów ”
↑ ^a^b E. M. Soop: Podręcznik orbit geostacjonarnych. Springer Science & Business Media, 1994, ISBN 978-0-792-33054-7 , s. 71 ( ograniczony podgląd w wyszukiwarce książek Google).
^ ^A^b Peter Berlin: Satelita zastosowań geostacjonarnych. Cambridge University Press, 1988, ISBN 978-0-521-33525-6 , s. 64 ( ograniczony podgląd w Google Book Search).
↑ Wolfgang Steiner, Martin Schagerl: Raumflugmechanik , Springer, Berlin, Heidelberg 2004, ISBN 3-540-20761-9 , s. 156 i nast .
↑ Karl-Otto Saur: Klipp und klar, 100 × telewizja i radio . Bibliographisches Institut AG, Mannheim 1978, ISBN 3-411-01711-2 , s.68
↑ H. Paul Shuch: Obliczanie namiaru anteny dla satelitów geostacjonarnych. (PDF) W: Ham Radio 11 (5). Maj 1978, ss. 67-69 , zarchiwizowane z oryginału 28 września 2006 ; dostęp 24 stycznia 2009 .
^ Hans-Martin Fischer: Europejskie satelity informacyjne, od Intelsatu do TV-Sat . Stedinger, Lemwerder 2006, ISBN 3-927697-44-3 , s. 45.

[1] Arianespace ujawnia manifest, zauważa, że wprowadza na rynek różnorodność. W: Spacenews. 9 września 2019, dostęp 9 września 2019 .

[selding-2] Peter B. de Selding: satelita wymykający się spod kontroli zagraża innym pobliskim statkom kosmicznym. space.com, 3 maja 2010 r., dostęp 4 maja 2010 r. (w języku angielskim): „W zależności od ich pozycji w momencie awarii satelity te mają tendencję do przemieszczania się w kierunku jednego z dwóch punktów libracji, pod kątem 105 stopni na zachód i 75 stopni na wschód. Dane zebrane przez XL Insurance of New York, ubezpieczyciela ryzyka kosmicznego, mówią, że w tych dwóch punktach zgromadzonych jest ponad 160 satelitów ”

[r105752-3] E. M. Soop: Podręcznik orbit geostacjonarnych. Springer Science & Business Media, 1994, ISBN 978-0-792-33054-7 , s. 71 ( ograniczony podgląd w wyszukiwarce książek Google).

[r105753-4] A^b Peter Berlin: Satelita zastosowań geostacjonarnych. Cambridge University Press, 1988, ISBN 978-0-521-33525-6 , s. 64 ( ograniczony podgląd w Google Book Search).

[5] Wolfgang Steiner, Martin Schagerl: Raumflugmechanik , Springer, Berlin, Heidelberg 2004, ISBN 3-540-20761-9 , s. 156 i nast .

[6] Karl-Otto Saur: Klipp und klar, 100 × telewizja i radio . Bibliographisches Institut AG, Mannheim 1978, ISBN 3-411-01711-2 , s.68

[7] H. Paul Shuch: Obliczanie namiaru anteny dla satelitów geostacjonarnych. (PDF) W: Ham Radio 11 (5). Maj 1978, ss. 67-69 , zarchiwizowane z oryginału 28 września 2006 ; dostęp 24 stycznia 2009 .

[8] Hans-Martin Fischer: Europejskie satelity informacyjne, od Intelsatu do TV-Sat . Stedinger, Lemwerder 2006, ISBN 3-927697-44-3 , s. 45.

Languages