SpaceX запускает прототипы первых спутников для глобального спутникового интернета. Как это сделано, как это работает, как это устроено

Земля, как любое космическое тело, обладает собственным гравитационным полем и рядом расположенными орбитами, на которых могут находиться тела и объекты разной величины. Чаще всего под ними подразумеваются Луна и международная космическая станция. Первая ходит по своей собственной орбите, а МКС - по низкой околоземной. Существует несколько орбит, которые между собой отличаются удаленностью от Земли, относительным расположением относительно планеты и направлением вращения.

Орбиты искусственных спутников Земли

На сегодняшний день в ближайшем околоземном космическом пространстве находится множество объектов, которые являются результатами человеческой деятельности. В основном, это искусственные спутники, служащие для обеспечения связи, однако есть и немало космического мусора. Одним из самых известных искусственных спутников Земли является Международная космическая станция.

ИСЗ движутся по трем основным орбитам: экваториальной (геостационарной), полярной и наклонной. Первая полностью лежит в плоскости окружности экватора, вторая строго ей перпендикулярна, а третья располагается между ними.

Геосинхронная орбита

Название этой траектории связано с тем, что тело, движущееся по ней, имеет скорость, равную звездному периоду вращения Земли. Геостационарная орбита - это частный случай геосинхронной орбиты, которая лежит в той же плоскости, что и земной экватор.

При наклонении не равном нулю и нулевом эксцентриситете спутник, при наблюдении с Земли, описывает в течение суток в небе восьмерку.

Первый спутник на геосинхронной орбите - американский Syncom-2, выведенный на нее в 1963 году. Сегодня в некоторых случаях размещение спутников на геосинхронной орбите происходит по причине того, что ракета-носитель не может вывести их на геостационарную.

Геостационарная орбита

Данная траектория имеет такое название по той причине, что, несмотря на постоянное движение, объект, на ней находящийся, остается статичным относительно земной поверхности. Место, в котором находится объект, называется точкой стояния.

Спутники, выведенные на такую орбиту, часто используются для передачи спутникового телевидения, потому что статичность позволяет единожды направить на него антенну и долгое время оставаться на связи.

Высота расположения спутников на геостационарной орбите равна 35 786 километрам. Поскольку все они находятся прямо над экватором, для обозначения позиции называют только меридиан, например, 180.0˚E Интелсат 18 или 172.0˚E Eutelsat 172A.

Приблизительный радиус орбиты равен ~42 164 км, длина - около 265 000 км, а орбитальная скорость - примерно 3, 07 км/с.

Высокая эллиптическая орбита

Высокой эллиптической орбитой называют такую траекторию, высота которой в перигее в несколько раз меньше, чем в апогее. Выведение спутников на такие орбиты имеет ряд важных преимущества. Например, одной такой системы может быть достаточно для обслуживания всей России или, соответственно, группы государств с равной суммарной площадью. Кроме того, системы ВЭО на высоких широтах более функциональные, чем геостационарные спутники. А еще вывод спутника на высокую эллиптическую орбиту обходится приблизительно в 1,8 раза дешевле.

Крупные примеры систем, работающих на ВЭО:

• Космические обсерватории, запущенные NASA и ESA.
• Спутниковое радио Sirius XM Radio.
• Спутниковая связь Меридиан, -З и -ЗК, Молния-1Т.
• Спутниковая система коррекции GPS.

Низкая околоземная орбита

Это одна из самых низких орбит, которая в зависимости от разных обстоятельств может иметь высоту 160-2000 км и период обращения, соответственно, 88-127 минут. Единственным случаем, когда НОО была преодолена пилотируемыми космическими аппаратами - это программа Апполон с высадкой американских астронавтов на луну.

Большая часть используемых сейчас или использованных когда-либо ранее искусственных земных спутников работали на низкой околоземной орбите. По этой же причине в этой зоне сейчас расположена основная доля космического мусора. Оптимальная орбитальная скорость для спутников, находящихся на НОО, в среднем, равна 7,8 км/с.

Примеры искусственных спутников на НОО:

• Международная Космическая станция (400 км).
• Телекоммуникационные спутники самых разных систем и сетей.
• Разведывательные аппараты и спутники-зонды.

Обилие космического мусора на орбите - главная современная проблема всей космической индустрии. Сегодня ситуация такова, что вероятность столкновения различных объектов на НОО растет. А это, в свою очередь, ведет к разрушению и образованию на орбите еще большего числа фрагментов и деталей. Пессимистичные прогнозы говорят о том, что запущенный Принцип домино может полностью лишить человечество возможности осваивать космос.

Низкая опорная орбита

Низкой опорной принято называть ту орбиту аппарата, которая предусматривает изменение наклона, высоты или другие существенные изменения. Если же у аппарата нет двигателя и он не совершает маневры, его орбиту называют низкой околоземной.

Интересно, что российские и американские баллистики рассчитывают её высоту по разному, потому что первые основываются на эллиптической модели Земли, а вторые - на сферической. Из-за этого есть разница не только в высоте, но и в положении перигея и апогея.

Выведение космического аппарата на орбиту

Для выведения КА на орбиту ракета-носитель должна сообщить ему вполне определенную скорость, как по величине, так и по направлению при заданных коорди­натах конца полета. Это обеспечивается программой выведе­ния, полет по которой происходит при воздействии на РН орга­нов управления. Путь, проходимый ракетой-носителем при вы­ведении космического аппарата на орбиту, называют траек­торией полета (рис. 3.14) и характеризуют активным и пассивным участками. Активный участок полета – это полет ступеней ракеты-носителя с работающим двигателем, пассивный участок – полет отработавших ракетных блоков после их отделения от ракеты-носителя. Возможен также полет ракеты-носителя в так называемом импульсном режиме, т. е. с перерывами в работе двигателей.

Рис. 3.14. Траектория ракеты-носителя:

1 - Земля; 2 - вертикальный участок полета; 3 - активный участок полета I ступе­ни;

4 - активный участок полета II ступени; 5 - активный участок полета III ступе­ни;

6 - орбита КА; 7 - пассивный участок полета ракетного блока II ступени;

8- пассивный участок полета ракетного блока I ступени; 9 - местный горизонт;

10 - направление радиуса Земли

Ракета-носитель, стартуя вертикально, выходит затем на криволинейный участок траектории полета, обеспечивающий постепенное уменьшение угла наклона ее оси по отношению к местному горизонту. Для уменьшения потерь скорости ракеты-носителя от аэродинамического сопротивления желательно как можно более быстрое прохождение ею плотных слоев атмосфе­ры и приближение ее траектории полета к горизонтальной только после выхода из этих слоев. В плотных слоях атмосфе­ры РН, как правило, движется по траектории, близкой к траек­тории с нулевой подъемной силой, что обеспечивает снижение нагрузок, вызываемых аэродинамическими силами при больших углах атаки, на ее корпус.

Одним из основных вопросов, связанных с траекторией по­лета, является вопрос ее оптимизации, т. е. определения такой траектории, при движении по которой критерий оптимально­сти (высота орбиты, величина полезного груза и т. д.) дости­гает своего максимального (минимального) значения. В этом случае обычно решают две задачи: первую - определение оптимальной траектории полета ракеты-носителя при извест­ных ее параметрах и вторую - определение параметров РН при известных требованиях к траектории ее полета, т. е. за­дачу оптимального конструирования.

Как правило, ракеты-носители сообщают космическому ап­парату только первую космическую скорость и выводят его или на круговую, или на эллиптическую орбиту. Достижение второй и третьей космических скоростей более выгодно за счет энер­гетики самого КА, стартующего в этом слу­чае с опорной орбиты ИСЗ.

Параметры определяющие конечную скорость ракеты-носителя. В общем случае движение ракеты-носителя характеризуется достаточно сложной системой уравнений (Аппазов Р. Ф., Лавров С, С., Мишин В. П. Баллистика управляемых ракет дальнего действия. М., Наука, 1966,), одно из которых, учитывающее лишь основные силы, действующие на ракету-носитель в полете, можно записать в виде

, (3.1)

где V - скорость ракеты-носителя;

τ - время полета;

Р - тяга двигателя;

X - сила аэродинамического сопротивления;

m - текущая масса РН (масса в данный мо­мент времени);

g - ускорение силы земного тяготения;

θ - угол наклона касательной к траектории полета относи­тельно горизонта.

Для выявления параметров, определяющих конечную ско­рость РН, воспользуемся преобразованиями уравнения (3.1), в соответствии с которыми конечная скорость ракеты-носителя

где ; (3.3)

; (3.4)

– относительная масса РН – безразмерный коэффициент, характеризующий ее текущую массу; m 0 и т –стартовая и текущая массы ракеты-носителя соот­ветственно; – нагрузка на мидель – стартовый вес, приходящийся на единицу площади максимального поперечного сечения РН; S м – площадь миделя; и – удельный импульс ракетного двигателя на уровне море и в пустоте соответственно; – безразмерный коэффициент, характеризующий тяговооруженность РН; P 0 – стартовая (на уровне моря) тяга РН; – скорость напор; V – текущая скорость РН; р 0 – давление атмосферы на уровне моря; ρ и р – текущие плотность и давление атмосферы в точке нахождения РН в данный момент времени; С Х – безразмерный коэффициент силы аэродинамического сопротивления.

Из уравнений (3.2) – (3.5) следует, что конечная скорость ракеты-носителя определяется конструктивно-энергетическими параметрами: относительной конечной массой μ к, удельным импульсом двигателя и , тяговооруженностью РН, характеризуемой величиной ν 0 , аэродинамической компоновкой, характеризуемой значениями Р м и С Х, и параметрами траектории (программой изменения угла θ , изменением скоростного напора q и давления окружающей среды р по времени полета). Относительная конечная масса РН

, (3.6)

где m пг – масса полезного груза; m кон – масса элементов конструкции корпуса РН и ее систем; m то – масса остатков топлива; m гн – масса газов наддува; m 0 – стартовая масса РН.

Величина μ к определяется совершенством конструкции корпуса, агрегатов и систем ракеты-носителя, а также совершенством двигателя и топливной системы, которые определяют величину остатков топлива и конечную массу газов наддува топливных баков. Совершенство конструкции корпуса, агрегатов и систем зависит от искусства конструктора, принятой компоновочной схемы, развития материаловедения и уровня нагрузок, определяемых, степенью оптимизации траектории полета.

Чем меньше величина μ к тем большую скорость развивает РН в конце своего полета.

Удельный импульс двигателя зависит от типа двигательной установки (РДТТ, ЖРД, ЯРД), компонентов топлива (рабочего тела) и уровня развития двигателестроения. Последний характеризуется совершенством конструкции двигателя (наличием или отсутствием непроизводительных потерь компонентов топлива), совершенством процессов сгорания топлива и степенью расширения продуктов сгорания. Чем выше удельный импульс двигателя , тем дольше конечная скорость ракеты-носителя.

Тяговооруженность РН – имеет двойственное влияние на величину конечной скорости. Ее возрастание приводит к уменьшению времени полета и увеличению скорости прохождения плотных слоев атмосферы (увеличению скоростных напоров), уменьшению затрат, энергии на преодо­ление силы земного тяготения и увеличению их на преодоление сил аэродинамического сопротивления. Одновременно возрастают нагрузки, действующие на корпус РН, что обусловливает увеличение ее конечной массы. Сложный характер влияния тяговооруженности ракеты-носителя на величину ее конечной скорости при конкретном проектировании приводит к необходимости совместной оптимизации параметров РН и траектории ее полета.

Влияние аэродинамической компоновки ракеты-носителя на ее конечную скорость определяется нагрузкой на мидель Р м и коэффициентом силы аэродинамического сопротивления С Х, при этом коэффициент С Х является прямым показателем совершенства аэродинамической компоновки, а Р м – косвенным, хотя и более наглядным. Совершенство аэродинамической ком­поновки простых компоновочных схем (моноблочные, без большого количества элементов, выступающих над обводами корпуса, с ограниченным количеством двигателей и т. п.) достаточно хорошо характеризуется величиной Р м, а аэродинамическое совершенство более сложных компоновочных схем – коэффициентом С Х. Аэродинамическое совершенство может характеризоваться безразмерным коэффициентом

где – относительная масса полезного груза при произвольной нагрузке на мидель;

μ пг 10 000 – относительная масса полезного груза при Р м =10 000 кгс/м.

Схемы выведения на орбиту космического аппарата.

Скорость, необходимая для выведения КА на круговую орбиту в центральном поле тяготения Земли, определяется по формуле:

где g = 9,81 м/с2 − ускорение свободного падения; R = 6 371 км − средний радиус Земли; Н − высота орбиты КА над поверхностью Земли.

Значение этой скорости при H=0 называют первой космической скоростью (~ 7 900 м/с). Для низкой круговой орбите H=200 км (базовая орбита) скорость движения КА равна 7 791 м/с, для геостационарной орбиты H=35 809 км – 3 076 м/с.

Для эллиптических орбит конечные скорости V э = 7 900…11 200 м/с. Полет КА по параболе с энергетической точки зрения характеризуется так называемой второй кос­мической скоростью, равной V п ≈ 11 200 м/с, которая по­зволяет преодолеть земное притяжение. Движение по параболе относительно Земли возможно только в случае отсутствия других сил воздействия, кроме силы земного тяготения.

Гиперболические орбиты характеризуются скоростями V г > 11 200 м/с, куда входит и третья космическая скорость (V г ≈ 16 700 м/с) – наименьшая начальная скорость, при ко­торой КА может преодолеть не только земное, но и солнечное притяжение и покинуть Солнечную систему.

Следует учитывать, что за счет вращения Земли РН с КА приобретает некоторую начальную скорость, которая при запуске в восточном направлении составляет: на экваторе – 465 м/с, а на широте российского космодрома Плесецк – 210 м/с.

На практике реализуются различные методы выведения КА на орбиту, каждый из которых влияет на многие параметры, такие как требуемая энергия, программа изменения тяги, параметры ступеней РН, продолжительность выведения, условия видимости участков выведения с определенных пунктов и другие. Однако главным требованием, определяющим выбор типа выведения, остается требование минимизации энергии. Различают три основных типа вывода:

− полностью активный вывод (прямое выведение);

− баллистический вывод;

− эллиптический вывод (с участком движения по перигейной круговой орбите радиуса, равного перигейному расстоянию переходной орбиты или без него).

При прямом выведении имеется лишь один активный участок, параметры движения в конце которого должны совпадать с требуемыми орбитальными параметрами движения КА. Этот тип вывода по сравнению с двумя последующими типами вывода является менее экономичным поскольку с увеличением продолжительности активного участка возрастает расход энергии на преодоление гравитационных сил. По этому методу целесообразно осуществлять выведение КА только на низкие (до 400 км) орбиты. При этом важное значение приобретают вопросы выбора оптимальной программы движения РН, обеспечивающей минимум расхода энергии.

При баллистическом выводе реализуются траектории, подобные траекториям МБР, которые представляют собой дуги эллиптических траекторий в центральном поле тяготения. При этом вершина эллиптической траектории должна касаться орбиты, на которую выводится КА. В вершине траектории КА сообщается дополнительный импульс до требуемой орбитальной скорости (второй активный участок). Данный метод по сравнению с другими обладает следующими свойствами: меньше время полета, прямая видимость во время выведения, более благоприятные условия для спасения отдельных ступеней РН. Граница высот, для которых баллистический тип вывода оказывается более приемлемым с точки зрения расхода энергии составляет около 1 000 км.

При эллиптическом выводе КА вначале выводится на круговую орбиту малой высоты (180…200 км), на которой (сразу или спустя некоторое время) он разгоняется до перигейной скорости переходного эллипса (траектории Гомана), в апогее которого, касающегося заданной орбиты, КА разгоняется до требуемой орбитальной скорости.

Широкое применение в космонавтике находит геостационарная орбита (ГСО), расположенная в плоскости экватора с высотой над поверхностью земли 35 809 км. Наклонение и эксцетриситет этой орбиты равны нулю, движение происходит в восточном направлении с периодом равным суточному вращению Земли (23 ч 56 мин 4 сек).

Наиболее выгодным с энергетической точки зрения является выведение КА на ГСО со стартовых площадок, расположенных на экваторе. Запуск КА на геостационарную орбиту с космодромов России является более сложным, так как требует дополнительного изменения плоскости орбиты КА. Этот энергоемкий маневр осуществляется, как правило, с помощью специальных многократно включаемых ступеней РН – разгонных блоков (РБ). При этом используются способы выведения, включающие в себя пассивные участки и опорные орбиты. Практическое применение в настоящее время для выведения КА на ГСО нашли двух- и трехимпульсные схемы выведения, а также использование для поворота плоскости орбиты гравитационного поля Луны. Разгонные блоки используются также для выведения КА на межпланетные траектории.

При выводе спутника на орбиту ракета-носитель обычно сообщает ему начальную скорость после пересечения плотных слоев атмосферы, на высоте, не меньшей 140 км. В момент, когда достигнута необходимая орбитальная скорость, двигатель последней ступени ракеты-носителя выключается. Далее от этой ступени могут отделяться один или несколько искусственных спутников, предназначенных для разных целей. В момент отделения спутник получает небольшую дополнительную скорость. Поэтому начальные орбиты спутника и последней ступени ракеты-носителя всегда несколько отличаются между собой.

Помимо одного или нескольких спутников с той или иной аппаратурой и последней ступени ракеты-носителя обычно на близкие орбиты выводятся и некоторые детали, например, части носового обтекателя, защищающего спутник при прохождении плотных слоев атмосферы, и т. п.

В принципе начальной точкой движения спутника может быть любая точка его орбиты, но характеристическая скорость РН будет минимальной, если активный участок кончается вблизи перигея. В случае, когда перигей находится вблизи плотных слоев атмосферы, особенно важно, чтобы приобретенная спутником при разгоне скорость не была меньше заданной величины и чтобы ее направление минимально отклонялось от горизонтального (рис. 3.15, а, б). В противном случае спутник войдет в плотные слои атмосферы, не завершив и одного оборота.

Если запланированная орбита расположена достаточно высоко, то небольшие ошибки не грозят гибелью спутнику, но из-за них полученная орбита, даже если не пересечет плотные слои атмосферы, может оказаться непригодной для намеченных научных целей. Участок выведения на орбиту обычно включает в себя один или больше пассивных интервалов. При высоком перигее орбиты, на которую выводится спутник, пассивный участок выведения может иметь более 10 000 км в длину. Траектория выведения, представляющая собой, вообще говоря, пространственную

кривую, расположена вблизи плоскости орбиты спутника. Если запуск производится точно в восточном направлении, то наклонение плоскости орбиты равно широте места запуска. При этом плоскость орбиты касается параллели. Во всех остальных случаях наклонение орбиты может быть только больше широты космодрома (в частности, при запуске в западном направлении, когда плоскость орбиты также касается параллели космодрома, наклонение должно быть больше 90°). Меньше широты места запуска наклонение орбиты может быть только в том случае, если предусмотрен маневр изменения плоскости орбиты уже после вывода на нее.

Способы выведения спутника на орбиту показаны на рис. 3.16.

На активном участке от ракеты-носителя может отделиться спутник еще до выключения последней ступени. После выключения может отделиться второй спутник. Очевидно, орбиты двух спутников будут различны, но их перигейные высоты будут отличаться мало, так как за время дополнительного разгона последняя ступень не могла подняться слишком высоко. Апогеи же могут находиться различных высотах, ибо даже небольшое увеличение начальной скорости резко поднимает апогей.

Отделение двух спутников на активном участке полета последней ступени было впервые произведено 30 января 1964 г. При этом советский спутник «Электрон-1» был выведен на орбиту с высотой перигея 406 км и высотой апогея 7 145 км, а спутник «Электрон-2» - с высотами соответственно 457 км и 68 000 км. Выбор орбит определялся целями запуска - изучением внутренней и внешней части пояса радиации.

В случаях, когда намеченная орбита спутника круговая на большой высоте, или эллиптическая с высоким перигеем, или эллиптическая с низким перигеем, но с апогеем, расположенным в определенной области пространства, может оказаться необходимым предварительный вывод спутника на низкую промежуточную орбиту. При этом требуются дополнительные импульсы, сообщаемые верхней ступенью ракеты или бортовым двигателем спутника.

Предположим, что имея космодром в точке А (рис. 3.17), мы желаем вывести спутник на эллиптическую орбиту с апогеем, расположенным над точкой А. Разогнав спутник до круговой скорости в точке В, мы выведем его на низкую промежуточную орбиту 1. Если теперь сообщить спутнику в точке С приращение скорости, включив двигатель новой ступени или повторно включив предыдущую ступень, то спутник перейдет на эллиптическую орбиту с апогеем), расположенным над А. Подобный прием используется при запусках советских спутников связи типа «Молния», апогей которых должны располагаться на высоте приблизительно 40000 км непременно над северным полушарием (но, конечно, не обязательно над космодромом). Трудность такого запуска в том, что точка С находится вне зоны радиовидимости радиолокационных станций слежения.

Если в апогее эллиптической орбиты сообщить еще одно приращение скорости, то можно перевести спутник на новую орбиту. В частности, если довести скорость в точке D до местной круговой, то спутник перейдет на круговую орбиту 3. Если точка D находится на высоте 35 800 км, то мы получим суточный спутник с орбитальной скоростью 3,08 км/сек, а если вдобавок космодром и а орбита находятся в плоскости экватора, то стационарный. Если же точка А не находится на экваторе, то понадобится в момент пересечения экваториальной плоскости еще одним импульсом исправить положение плоскости орбиты. Положение точки С на промежуточной орбите 1 выбирается с таким расчетом, чтобы стационарный спутник находился над заданной точкой экватора. Обычно вследствие погрешностей в периоде обращения спутника это удается не сразу. Спутник начинает медленно «дрейфовать» на восток или на запад, и необходимы дополнительные коррекции орбиты, чтобы остановить его над заданной точкой, а впоследствии и компенсировать неизбежные возмущения. Наконец, в апогее промежуточной орбиты 2 (не обязательно на высоте 35 800 км) можно превысить с помощью бортового двигателя местную круговую скорость, и тогда точка D станет перигеем новой эллиптической орбиты 4. Таким путем выводятся спутники на эллиптические орбиты с высокими перигеями. В качестве примера можно указать американский спутник связи «Реле-2», запущенный 21 января 1964 г. на орбиту с перигеем на высоте 2 091 км и апогеем на высоте 7 411 км.

Любопытно, что, используя две промежуточные орбиты 1 и 2 (рис. 3.17), можно с помощью одной ракеты-носителя вывести два спутника на одну и ту же круговую орбиту (или почти одну и ту же) так, чтобы они находились одновременно в двух существенно разных точках этой орбиты. Для этого достаточно после вывода одного спутника на орбиту 3 в точке D позволить второму спутнику совершить целое обращение по орбите 2, чтобы при новом приходе в апогей D быть, наконец, выведенным на орбиту 3. Можно так подобрать периоды обращения орбит 2 и 3, чтобы оба спутника оказались друг от друга на заданном расстоянии по дуге орбиты (в принципе даже на концах одного диаметра). Таким путем в США в 1963, 1964, 1965 и 1967 гг. были выведены на круговые орбиты высотой примерно 100 000 км четыре пары спутников-инспекторов «Вела-Хоутел» (для обнаружения ядерных взрывов в космосе), причем один спутник в паре опережал на 130 - 140° другой. При всех запусках на промежуточной орбите 2 оставался еще и третий, научный спутник.

Процесс выведения ИСЗ на стационарную орбиту (рис. 3.18) поэтапно можно представить следующим образом (рис. 3.18, а):

– запуск со стартовой позиции, находящейся вблизи от экватора, в восточном направлении на орбиту ожидания высотой 185...250 км;

– в момент пересечения экваториальной плоскости перевод спутника с орбиты ожидания на промежуточную орбиту, апогей которой совпадает с высотой синхронной орбиты;

– проведение необходимых манёвров по ориентации на промежуточной орбите для подготовки к включению апогейного двигателя;

– после совершения нескольких витков по переходной орбите переход с помощью апогейного двигателя на орбиту близкую к круговой;

– точный перевод ИСЗ в точку над заданной долготой и коррекция его периода обращения и эксцентриситета орбиты; перевод ИСЗ (если требуется) из режима стабилизации вращением в режим стабилизации по трем осям и развертывание солнечных батарей;

– периодическая коррекция параметров орбиты для обеспечения нахождения ИСЗ над заданной точкой земной поверхности.

Возможно выведения ИСЗ на орбиту по схеме, представленной на рис. 3.18, б.

Траектория движения ИСЗ называется орбитой. Во время свободного полета спутника, когда его бортовые реактивные двигатели выключены, движение происходит под воздействием гравитационных сил и по инерции, причем главной силой является притяжение Земли.

Если считать Землю строго сферической, а действие гравитационного поля Земли - единственной силой, воздействующей на спутник, то движение ИСЗ подчиняется известным законам Кеплера: оно происходит в неподвижной (в абсолютном пространстве) плоскости, проходящей через центр Земли, - плоскости орбиты; орбита имеет форму эллипса (рис 3.1) или окружности (частный случай эллипса).

При движении спутника полная механическая энергия (кинетическая и потенциальная) остается неизменной, вследствие чего при удалении спутника от Земли скорость его движения уменьшается. В случае эллиптической орбиты точкой перигея называют точку орбиты, соответствующую наименьшему значению радиус-вектора r = rп, точкой апогея - точку, соответствующую наибольшему значению r = ra (рис. 3.2).

Земля находится в одном из фокусов эллипса. Входящие в формулу (3.1) величины связаны соотношениями:Расстояние между фокусами и центром эллипса составляет ае, т. е. пропорционально эксцентриситету. Высота спутника над поверхностью Земли

где R - радиус Земли. Линия пересечения плоскости орбиты с плоскостью экватора (а - а на рис. 3.1) называется линией узлов, угол i между плоскостью орбиты и плоскостью экватора - наклонением орбиты. По наклонению различают экваториальные (i = 0°), полярные (i = 90°) и наклонные орбиты,(0°90°

Орбита спутника характеризуется также долготой апогея д - долгота подспутниковой точки (точка пересечения радиуса-вектора с поверхностью Земли) в момент прохождения спутником апогея и периодом обращения Т (время между двумя последовательными прохождениями одной и той же точки орбиты).

Для систем связи и вещания необходимо, чтобы имелась прямая видимость между спутником и соответствующими земными станциями в течение сеанса связи достаточной длительности. Если сеанс не круглосуточный, то удобно, чтобы он повторялся ежесуточно в одно и то же время. Поэтому предпочтительны синхронные орбиты с периодом обращения, равным или кратным времени оборота Земли вокруг оси, т. е. звездным суткам (23 ч 56 мин 4 с).

Широкое применение нашла высокая эллиптическая орбита с периодом обращения 12 ч, когда для систем связи и вешания использовались спутники «Молния» (высота перигея 500 км, апогея - 40 тыс. км). Движение ИСЗ на большой высоте - в области апогея - замедляется, а область перигея, расположенную над южным полушарием Земли, спутник проходит очень быстро. Зона видимости ИСЗ на орбите типа «Молния» в течение большей части витка вследствие значительной высоты велика. Она расположена в северном полушарии и поэтому удобна для северных стран. Обслуживание всей территории бывшего СССР одним из ИСЗ возможно в течение не менее 8 ч, поэтому трех ИСЗ, сменяющих друг друга, было достаточно для круглосуточной работы. В настоящее время ради исключения перерывов связи и вещания, упрощения систем наведения антенн земных станций на ИСЗ и других эксплуатационных преимуществ осуществлен переход на использование геостационарных орбит (ГСО) спутников Земли.

Орбита геостационарного ИСЗ - это круговая (эксцентриситет е = 0), экваториальная (наклонение i = 0°), синхронная орбита с периодом обращения 24 ч, с движением спутника в восточном направлении. Орбиту ГСО еще в 1945 г. рассчитал и предложил использовать для спутников связи английский инженер Артур Кларк, известный впоследствии как писатель-фантаст. В Англии и многих других странах геостационарную орбиту называют «Пояс Кларка»

Орбита имеет форму окружности, лежащей в плоскости земного экватора с высотой над поверхностью Земли 35 786 км. Направление вращения ИСЗ совпадает с направлением суточного вращения Земли. Поэтому для земного наблюдателя спутник кажется неподвижным в определенной точке небесной полусферы.

Геостационарная орбита уникальна тем, что ни при каком другом сочетании параметров нельзя добиться неподвижности свободно движущегося ИСЗ относительно земного наблюдателя. Необходимо отметить некоторые достоинства геостационарных ИСЗ. Связь осуществляется непрерывно, круглосуточно, без переходов (заходящего ИСЗ на другой); на антеннах земных станций упрощены, а на некоторых даже исключены системы автоматического сопровождения ИСЗ; механизм привода (перемещения) передающей и приемной антенн облегчен, упрошен, сделан более экономичным; достигнуто более стабильное значение ослабления сигнала на трассе Земля - Космос; зона видимости геостационарного ИСЗ около одной трети земной поверхности; трех геостационарных ИСЗ достаточно для создания глобальной системы связи; отсутствует (или становится весьма малым) частотный сдвиг, обусловленный эффектом Доплера.

Эффектом Доплера называют физическое явление, заключающееся в изменении частоты высокочастотных электромагнитных колебаний при взаимном перемещении передатчика и приемника. Эффект Доплера объясняется изме

нением расстояния во времени. Этот эффект может возникнуть также и при движении ИСЗ на орбите. На линиях связи через строго гестационарный спутник доплеровский сдвиг не возникает, на реальных геостационарных ИСЗ - мало существен, а на сильно вытянутых эллиптических или низких круговых орбитах может быть значительным. Эффект проявляется как нестабильность несущей частоты ретранслируемых спутником колебаний, которая добавляется к аппаратурной нестабильности частоты, возникающей в аппаратуре бортового ретранслятора и земной станции. Эта нестабильность может существенно осложнять прием сигналов, приводя к снижению помехоустойчивости приема.

К сожалению, эффект Доплера способствует изменению частоты модулирующих колебаний. Это сжатие (или расширение) спектра передаваемого сигнала невозможно контролировать аппаратурными методами, так что если сдвиг частоты превысит допустимые пределы (например, 2 Гц для некоторых типов аппаратуры частотного разделения каналов), то канал оказывается неприемлемым.

Существенное влияние на свойства каналов связи оказывает и запаздывание радиосигнала при его распространении по линии Земля - ИСЗ - Земля.

При передаче симплексных (однонаправленных) сообщений (программ телевидения, звукового вешания и других дискретных (прерывистых) сообщений это запаздывание не ощущается потребителем. Однако при дуплексной (двусторонней) связи запаздывание на несколько секунд уже заметно. Например, электромагнитная волна от Земли на ГСО и обратно «путешествует» 2...4 с (с учетом задержки сигнала в аппаратуре ИСЗ) и наземной аппаратуре. В этом случае не имеет смысла передавать сигналы точного времени.

Вывод геостационарного спутника на орбиту обычно осуществляется многоступенчатой ракетой через промежуточную орбиту. Современная ракета-носитель представляет собой сложный космический летательный аппарат, который приводится в движение реактивной силой ракетного двигателя.

В состав ракеты-носителя входят ракетный и головной блоки. Ракетный блок является автономной частью составной ракеты с топливным отсеком, двигательной установкой и элементами системы разделения ступеней. Головной блок включает в себя полезную нагрузку и обтекатель, защищающий конструкцию ИСЗ от силового и теплового воздействий набегающего потока воздуха при полете в атмосфере и служащего для монтажа на его внутренней поверхности элементов, которые участвуют в подготовке к пуску, но не функционируют в полете. Главный обтекатель позволяет облегчить конструкцию ИСЗ и является пассивным элементом, надобность в котором отпадает после выхода ракеты-носителя из плотных слоев атмосферы, где он сбрасывается. Полезная нагрузка космического аппарата состоит из ретрансляционного оборудования связи и вещания, радиотелеметрических систем, собственно корпуса ИСЗ со всеми вспомогательными и обеспечивающими системами.

Принцип действий одноразовой многоступенчатой ракеты-носителя состоит в следующем: пока работает первая ступень, можно рассматривать остальные вместе с истинной полезной нагрузкой в качестве полезной нагрузки первой ступени. После ее отделения начинает работать вторая, которая вместе с последующими ступенями и истинной полезной нагрузкой образует новую самостоятельную ракету. Для второй ступени все последующие (если они есть) вместе с истинным полезным грузом играют роль полезной нагрузки и так далее, т. е. полет ее характеризуется несколькими этапами, каждый из которых является как бы ступенью для сообщения начальной скорости другим одноступенчатым ракетам, входящим в ее состав. При этом начальная скорость каждой последующей одноступенчатой ракеты равна конечной скорости предыдущей. Отторжение первой и последующих ступеней носителя осуществляется после полного выгорания топлива в двигательной установке.

Путь, который проходит ракета-носитель при выведении ИСЗ на орбиту, называют траекторией полета. Он характеризуется активным и пассивным участками. Активный участок полета - это пролет ступеней носителя с работающими двигателями, пассивный участок - полет отработавших ракетных блоков после их отделения от ракеты-носителя.

Носитель,стартуя вертикально (участок 1, расположенный на высоте 185... 250 км), выходит затем на криволиней ный активный участок 2 в восточном направлении. На этом участке первая ступень обеспечивает постепенное уменьшение угла наклона ее оси по отношению к местному горизонту. Участки 3, 4 - соответственно активные участки полета второй и третьей ступеней, 5 - орбита ИСЗ, 6, 7 - пассивные участки полета ракетных блоков первой и второй ступеней (рис. 3.4). При выведении ИСЗ на соответствующую орбиту большую роль играют время и место запуска ракеты-носителя. Подсчитано, что космодром выгоднее располагать как можно ближе к экватору, так как при разгоне в восточном направлении ракета-носитель получает дополнительную скорость. Эта скорость называется окружной скоростью космодрома Vк, т. е. скорость его движения вокруг оси Земли благодаря суточному вращению планеты.т. е. на экваторе она равна 465 м/с, а на широте космодрома Байконур - 316 м/с. Практически это означает, что с экватора той же ракетой-носителем может быть запушен более тяжелый ИСЗ.

Завершающей стадией полета ракеты-носителя является вывод ИСЗ на орбиту, форма которой определяется кинетической энергией, сообщаемой ИСЗ ракетой, т. е. конечной скоростью носителя. В том случае, когда спутнику сообщается количество энергии, достаточное для его вывода на ГСО, ракета-носитель должна вывести в точку, удаленную от Земли на 35 875 км, и сообщить ему при этом скорость 3075 м/с.

Орбитальную скорость геостационарного ИСЗ легко подсчитать. Высота ГСО над поверхностью Земли 35 786 км, радиус ГСО на 6366 км больше (средний радиус Земли), т. е. 42 241 км. Умножив значение радиуса ГСО на 2л (6,28), получим ее длину окружности - 265 409 км. Если разделить ее на длительность суток в секундах (86 400 с), получим орбитальную скорость ИСЗ - в среднем 3,075 км/с, или 3075 м/с.

Обычно вывод спутника ракетой-носителем осуществляется в четыре этапа: выход на начальную орбиту; выход на орбиту «ожидания» (парковочную орбиту); выход на переходную орбиту; выход на конечную орбиту (рис. 3.5). Цифрам соответствуют следующие этапы вывода спутника на ГСО: 1 - первоначальная переходная орбита; 2 - первое включение апогейного двигателя для выхода на промежуточную переходную орбиту; 3 - определение положения на орбите; 4 - второе включение апогейного двигателя для выхода на первоначальную орбиту дрейфа; 5 - переориентация плоскости орбиты и коррекция ошибок; 6 - ориентация перпендикулярно к плоскости орбиты и коррекция ошибок; 7 - остановка платформы спутника, раскрытие панелей, полная расстыковка с ракетой; 8 - раскрытие антенн, включение гиростабилизатора; 9 - стабилизация положения: ориентация антенн на нужную точку Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце, включение бортового ретранслятора и установление номинального режима его работы.

Запуск спутника в космос ознаменовался новой эрой и стал прорывом в области техники и космонавтики. Необходимость создания спутника определилась ещё в начале двадцатого века. Однако с самого начала на пути запуска спутника в космическое пространство стояло множество проблем, над которыми трудились самые лучшие инженеры и учёные. Эти проблемы были связаны с необходимостью создания двигателей, способных работать в тяжелейших условиях и при этом, они должны быть необычайно мощными. Так же проблемы были связаны с правильным определением траектории движения спутника.

Итак, советские ученые решили поставленные задачи, и 4 октября 1957 года в СССР успешно был запущен искусственный спутник, за движением которого наблюдал весь мир. Это событие стало мировым прорывом и обозначило новый этап, как в науке в целом, так и во всем мире.

Задачи, решаемые спутником

Задачи, решаемые запуском спутника можно определить как следующие:

1. Изучение климата;

Всем известно, какое влияние климат оказывает на сельское хозяйство, на военную инфраструктуру. Благодаря спутникам можно предсказать появление разрушающих стихий, избежать большого количества жертв.

2. Изучение метеоритов;

В космическом пространстве находится огромное количество метеоритов, вес которых достигает нескольких тысяч тонн. Метеориты могут представлять опасность не только для спутников, космических кораблей, но и для людей. Если при пролете метеорита сила трения невелика, то несгоревшая часть способна достигнуть Земли. Диапазон скорости метеоритов достигает от 1220 м/сек до 61000 м/сек.

3. Применение телевизионного вещания;

В настоящее время роль телевидения велика. В 1962 году был запущен первый телевизионный транслятор, благодаря ему мир впервые увидел видеокадры через Атлантику в течение нескольких минут.

4. Система GPS.

Система GPS играет огромную роль почти в каждой сфере нашей жизни. GPS подразделяется на гражданскую и военную. Она представляет собой электромагнитные сигналы, излучаемые в радиоволновом участке спектра антенной, установленной на каждом из спутников. Состоит из 24 спутников, которые находятся на месте орбиты на высоте 20200 км. Время обращения вокруг Земли составляет 12 часов.

Телекоммуникационный спутник "Арабсат-5Б"

Запуск спутников и выход их на орбиту

Для начала важно обозначит траекторию полета спутника. На первый взгляд, кажется, что логичнее запустить ракету перпендикулярно (по кратчайшему расстоянию до цели), однако, такой вид запуска оказывается невыгодным, как с инженерной точки зрения, так и с экономической. На спутник, запущенный вертикально действуют силы притяжения Земли, которые значительно сносят её от назначенной траектории, и, сила тяги становится равной силе тяжести Земли.

Первый спутник Азербайджана выведен на орбиту

Чтобы избежать падения спутника, сначала, его запускают вертикально, чтобы он смог преодолеть упругие слои атмосферы, такой полет продолжается на протяжении всего 20 км. Далее спутник с помощью автопилота наклоняется и в горизонтальном направлении движется к орбите.

Кроме того, задача инженеров состоит в том, чтобы рассчитать траекторию полета таким образом, чтобы скорость, затрачиваемая на преодоление атмосферных слоёв, а так же на затрату топлива составляли лишь несколько процентов от характеристической скорости.

Немаловажным является и то, в какую сторону запустить спутник. При запуске ракеты в сторону вращения Земли, происходит приращение скорости, которое зависит от местоположения запуска. Например, в экваторе оно является максимальным и составляет 403 м/с.

Орбиты спутников бывают круговыми и эллиптическими. Эллиптической орбита будет являться в том случае, если скорость ракеты будет выше окружной. Точка, находящаяся в ближайшем положении называется перигеем, а наиболее отдаленная апогеем.

Сам запуск ракеты со спутником производится в несколько ступеней. При прекращении работы двигателя первой ступени, угол наклона ракета-носителя составит 45 градусов, на высоте 58 м, затем производится её отделение. В работу включаются двигатели второй ступени, с возрастанием угла наклона. Далее, вторая ступени отделяется на высоте 225 км. Затем, ракета по инерции достигает высоты 480 км и оказывается в точке, находящейся на расстоянии 1125 км от старта. Затем начинает работать двигатели третьей ступени.

Возвращение спутника на землю

Возвращение спутника на Землю сопровождается некоторыми проблемами, связанными с торможением. Торможение может осуществляться двумя способами:

1. Благодаря сопротивлению атмосферы. Скорость спутника, вошедшего в верхние слои атмосферы, будет уменьшаться, но из-за аэродинамической формы подскочит рикошетом обратно в космическое пространство. После этого, спутник уменьшит свою скорость и войдет глубже в атмосферу. Так повторится несколько раз. После снижения скорости, спутник будет осуществлять спуск с помощью выдвижных крыльях.
2. Автоматический ракетный двигатель. Ракетный двигатель должен быть направлен в сторону противоположную движению искусственного спутника. Плюс данного способа заключается в том, что скорость торможения можно регулировать.

Заключение

Итак, спутники всего за полвека вошли в жизнь человека. Их участие помогает исследовать новые космические пространства. Спутник, как средство бесперебойной связи помогает сделать удобной повседневную жизнь людей. Прокладывающие путь в космические просторы, они помогают сделать нашу жизнь такой, какая она есть сейчас.

На внешней стороне «Спутника» четыре штыревые антенны передавали на коротковолновой частоте выше и ниже нынешнего стандарта (27 МГц). Станции слежения на Земле поймали радиосигнал и подтвердили, что крошечный спутник пережил запуск и успешно вышел на курс вокруг нашей планеты. Месяцем позже Советский Союз запустил на орбиту «Спутник-2». Внутри капсулы была собака Лайка.

В декабре 1957 года, отчаянно пытаясь идти в ногу со своими противниками по холодной войне, американские ученые попытались вывести спутник на орбиту вместе с планетой Vanguard. К сожалению, ракета разбилась и сгорела еще на стадии взлета. Вскоре после этого, 31 января 1958 года, США повторили успех СССР, приняв план Вернера фон Брауна, который заключался в выводе спутника Explorer-1 с ракетой U.S. Redstone. Explorer-1 нес инструменты для обнаружения космических лучей и обнаружил в ходе эксперимента Джеймса Ван Аллена из Университета Айовы, что космических лучей гораздо меньше, чем ожидалось. Это привело к открытию двух тороидальных зон (в конечном счете названных в честь Ван Аллена), наполненных заряженными частицами, захваченными магнитным полем Земли.

Воодушевленные этими успехами, некоторые компании начали разрабатывать и запускать спутники в 60-х годах. Одной из них была Hughes Aircraft вместе со звездным инженером Гарольдом Розеном. Розен возглавил команду, которая воплотила идею Кларка - спутник связи, размещенный на орбите Земли таким образом, что мог отражать радиоволны из одного места в другое. В 1961 году NASA заключило контракт с Hughes, чтобы построить серию спутников Syncom (синхронная связь). В июле 1963 года Розен и его коллеги увидели, как Syncom-2 взлетел в космос и вышел на грубую геосинхронную орбиту. Президент Кеннеди использовал новую систему, чтобы поговорить с премьер-министром Нигерии в Африке. Вскоре взлетел и Syncom-3, который на самом деле мог транслировать телевизионный сигнал.

Эпоха спутников началась.

Какая разница между спутником и космическим мусором?

Технически, спутник это любой объект, который вращается вокруг планеты или меньшего небесного тела. Астрономы классифицируют луны как природные спутники, и на протяжении многих лет они составили список из сотен таких объектов, обращающихся вокруг планет и карликовых планет нашей Солнечной системы. К примеру, насчитали 67 лун Юпитера. И до сих пор .

Техногенные объекты, вроде «Спутника» и Explorer, также можно классифицировать как спутники, поскольку они, как и луны, вращаются вокруг планеты. К сожалению, человеческая активность привела к тому, что на орбите Земли оказалось огромное количество мусора. Все эти куски и обломки ведут себя как и крупные ракеты - вращаются вокруг планеты на высокой скорости по круговому или эллиптическому пути. В строгом толковании определения можно каждый такой объект определить как спутник. Но астрономы, как правило, считают спутниками те объекты, которые выполняют полезную функцию. Обломки металла и другой хлам попадают в категорию орбитального мусора.

Орбитальный мусор поступает из многих источников:

• Взрыв ракеты, который производит больше всего хлама.
• Астронавт расслабил руку - если астронавт ремонтирует что-то в космосе и упускает гаечный ключ, тот потерян навсегда. Ключ выходит на орбиту и летит со скоростью около 10 км/с. Если он попадет в человека или в спутник, результаты могут быть катастрофическими. Крупные объекты, вроде МКС, представляют собой большую мишень для космического мусора.
• Выброшенные предметы. Части пусковых контейнеров, шапки объективов камер и так далее.

NASA вывело специальный спутник под названием LDEF для изучения долгосрочных эффектов от столкновения с космическим мусором. За шесть лет инструменты спутника зарегистрировали около 20 000 столкновений, некоторые из которых были вызваны микрометеоритами, а другие орбитальным мусором. Ученые NASA продолжают анализировать данные LDEF. А вот в Японии уже гигантскую сеть для отлова космического мусора.

Что внутри обычного спутника?

Спутники бывают разных форм и размеров и выполняют множество различных функций, однако все, в принципе, похожи. Все они имеют металлический или композитный каркас и тело, которое англоязычные инженеры называют bus, а русские - космической платформой. Космическая платформа собирает все вместе и обеспечивает достаточно мер, чтобы инструменты пережили запуск.

У всех спутников есть источник питания (обычно солнечные батареи) и аккумуляторы. Массивы солнечных батарей позволяют заряжать аккумуляторы. Новейшие спутники включают и топливные элементы. Энергия спутников очень дорога и крайне ограничена. Ядерные элементы питания обычно используются для отправки космических зондов к другим планетам.

У всех спутников есть бортовой компьютер для контроля и мониторинга различных систем. У всех есть радио и антенна. Как минимум, у большинства спутников есть радиопередатчик и радиоприемник, поэтому экипаж наземной команды может запросить информацию о состоянии спутника и наблюдать за ним. Многие спутники позволяют массу различных вещей: от изменения орбиты до перепрограммирования компьютерной системы.

Как и следовало ожидать, собрать все эти системы воедино - непростая задача. Она занимает годы. Все начинается с определения цели миссии. Определение ее параметров позволяет инженерам собрать нужные инструменты и установить их в правильном порядке. Как только спецификация утверждена (и бюджет), начинается сборка спутника. Она происходит в чистой комнате, в стерильной среде, что позволяет поддерживать нужную температуру и влажность и защищать спутник во время разработки и сборки.

Искусственные спутники, как правило, производятся на заказ. Некоторые компании разработали модульные спутники, то есть конструкции, сборка которых позволяет устанавливать дополнительные элементы согласно спецификации. К примеру, у спутников Boeing 601 было два базовых модуля - шасси для перевозки двигательной подсистемы, электроника и батареи; и набор сотовых полок для хранения оборудования. Эта модульность позволяет инженерам собирать спутники не с нуля, а с заготовки.

Как спутники запускаются на орбиту?

Сегодня все спутники выводятся на орбиту на ракете. Многие перевозят их в грузовом отделе.

В большинстве запусков спутников запуск ракеты происходит прямо вверх, это позволяет быстрее провести ее через толстый слой атмосферы и минимизировать расход топлива. После того, как ракета взлетает, механизм управления ракеты использует инерциальную систему наведения для расчета необходимых корректировок сопла ракеты, чтобы обеспечить нужный наклон.

После того как ракета выходит в разреженный воздух, на высоту около 193 километров, система навигации выпускает небольшие ракетки, чего достаточно для переворота ракеты в горизонтальное положение. После этого выпускается спутник. Небольшие ракеты выпускаются снова и обеспечивают разницу в расстоянии между ракетой и спутником.

Орбитальная скорость и высота

Ракета должна набрать скорость в 40 320 километров в час, чтобы полностью сбежать от земной гравитации и улететь в космос. Космическая скорость куда больше, чем нужно спутнику на орбите. Они не избегают земной гравитации, а находятся в состоянии баланса. Орбитальная скорость - это скорость, необходимая для поддержания баланса между гравитационным притяжением и инерциальным движением спутника. Это примерно 27 359 километров в час на высоте 242 километра. Без гравитации инерция унесла бы спутник в космос. Даже с гравитацией, если спутник будет двигаться слишком быстро, его унесет в космос. Если спутник будет двигаться слишком медленно, гравитация притянет его обратно к Земле.

Орбитальная скорость спутника зависит от его высоты над Землей. Чем ближе к Земле, тем быстрее скорость. На высоте в 200 километров орбитальная скорость составляет 27 400 километров в час. Для поддержания орбиты на высоте 35 786 километров спутник должен обращаться со скорость 11 300 километров в час. Эта орбитальная скорость позволяет спутнику делать один облет в 24 часа. Поскольку Земля также вращается 24 часа, спутник на высоте в 35 786 километров находится в фиксированной позиции относительно поверхности Земли. Эта позиция называется геостационарной. Геостационарная орбита идеально подходит для метеорологических спутников и спутников связи.

В целом, чем выше орбита, тем дольше спутник может оставаться на ней. На низкой высоте спутник находится в земной атмосфере, которая создает сопротивление. На большой высоте нет практически никакого сопротивления, и спутник, как луна, может находиться на орбите веками.

Типы спутников

На земле все спутники выглядят похоже - блестящие коробки или цилиндры, украшенные крыльями из солнечных панелей. Но в космосе эти неуклюжие машины ведут себя совершенно по-разному в зависимости от траектории полета, высоты и ориентации. В результате, классификация спутников превращается в сложное дело. Один из подходов - определение орбиты аппарата относительно планеты (обычно Земли). Напомним, что существует две основных орбиты: круговая и эллиптическая. Некоторые спутники начинают по эллипсу, а потом выходят на круговую орбиту. Другие движутся по эллиптическому пути, известному как орбита «Молния». Эти объекты, как правило, кружат с севера на юг через полюсы Земли и завершают полный облет за 12 часов.

Полярно-орбитальные спутники также проходят через полюсы с каждым оборотом, хотя их орбиты менее эллиптические. Полярные орбиты остаются фиксированными в космосе, в то время как вращается Земля. В результате, большая часть Земли проходит под спутником на полярной орбите. Поскольку полярные орбиты дают прекрасный охват планеты, они используются для картографирования и фотографии. Синоптики также полагаются на глобальную сеть полярных спутников, которые облетают наш шар за 12 часов.

Можно также классифицировать спутники по их высоте над земной поверхностью. Исходя из этой схемы, есть три категории:

• Низкая околоземная орбита (НОО) - НОО-спутники занимают область пространства от 180 до 2000 километров над Землей. Спутники, которые движутся близко к поверхности Земли, идеально подходят для проведения наблюдений, в военных целях и для сбора информации о погоде.
• Средняя околоземная орбита (СОО) - эти спутники летают от 2000 до 36 000 км над Землей. На этой высоте хорошо работают навигационные спутники GPS. Примерная орбитальная скорость - 13 900 км/ч.
• Геостационарная (геосинхронная) орбита - геостационарные спутники двигаются вокруг Земли на высоте, превышающей 36 000 км и на той же скорости вращения, что и планета. Поэтому спутники на этой орбите всегда позиционируются к одному и тому же месту на Земле. Многие геостационарные спутники летают по экватору, что породило множество «пробок» в этом регионе космоса. Несколько сотен телевизионных, коммуникационных и погодных спутников используют геостационарную орбиту.

И наконец, можно подумать о спутниках в том смысле, где они «ищут». Большинство объектов, отправленных в космос за последние несколько десятилетий, смотрят на Землю. У этих спутников есть камеры и оборудование, которое способно видеть наш мир в разных длинах волн света, что позволяет насладиться захватывающим зрелищем в ультрафиолетовых и инфракрасных тонах нашей планеты. Меньше спутников обращают свой взгляд к пространству, где наблюдают за звездами, планетами и галактиками, а также сканируют объекты вроде астероидов и комет, которые могут столкнуться с Землей.

Известные спутники

До недавнего времени спутники оставались экзотическими и сверхсекретными приборами, которые использовались в основном в военных целях для навигации и шпионажа. Теперь они стали неотъемлемой частью нашей повседневной жизни. Благодаря им, мы узнаем прогноз погоды (хотя синоптики ой как часто ошибаются). Мы смотрим телевизоры и работаем с Интернетом также благодаря спутникам. GPS в наших автомобилях и смартфонах позволяет добраться до нужного места. Стоит ли говорить о неоценимом вкладе телескопа «Хаббл» и работы космонавтов на МКС?

Однако есть настоящие герои орбиты. Давайте с ними познакомимся.

1. Спутники Landsat фотографируют Землю с начала 1970-х годов, и по части наблюдений за поверхностью Земли они рекордсмены. Landsat-1, известный в свое время как ERTS (Earth Resources Technology Satellite) был запущен 23 июля 1972 года. Он нес два основных инструмента: камеру и многоспектральный сканер, созданный Hughes Aircraft Company и способный записывать данные в зеленом, красном и двух инфракрасных спектрах. Спутник делал настолько шикарные изображения и считался настолько успешным, что за ним последовала целая серия. NASA запустило последний Landsat-8 в феврале 2013 года. На этом аппарате полетели два наблюдающих за Землей датчика, Operational Land Imager и Thermal Infrared Sensor, собирающие многоспектральные изображения прибрежных регионов, полярных льдов, островов и континентов.
2. Геостационарные эксплуатационные экологические спутники (GOES) кружат над Землей на геостационарной орбите, каждый отвечает за фиксированную часть земного шара. Это позволяет спутникам внимательно наблюдать за атмосферой и выявлять изменения погодных условий, которые могут привести к торнадо, ураганам, паводкам и грозовым штормам. Также спутники используются для оценки сумм осадков и накопления снегов, измерения степени снежного покрова и отслеживания передвижений морского и озерного льда. С 1974 года на орбиту было выведено 15 спутников GOES, но одновременно за погодой наблюдают только два спутника GOES «Запад» и GOES «Восток».
3. Jason-1 и Jason-2 сыграли ключевую роль в долгосрочном анализе океанов Земли. NASA запустило Jason-1 в декабре 2001 года, чтобы заменить им спутник NASA/CNES Topex/Poseidon, который работал над Землей с 1992 года. На протяжении почти тринадцати лет Jason-1 измерял уровень моря, скорость ветра и высоту волн более 95 % свободных от льда земных океанов. NASA официально списало Jason-1 3 июля 2013 года. В 2008 году на орбиту вышел Jason-2. Он нес высокоточные инструменты, позволяющие измерять дистанцию от спутника до поверхности океана с точностью в несколько сантиметров. Эти данные, помимо ценности для океанологов, предоставляют обширный взгляд на поведение мировых климатических паттернов.

Сколько стоят спутники?

После «Спутника» и Explorer, спутники стали больше и сложнее. Возьмем, к примеру, TerreStar-1, коммерческий спутник, который должен был обеспечить передачу мобильных данных в Северной Америке для смартфонов и подобных устройств. Запущенный в 2009 году TerreStar-1 весил 6910 килограмм. И будучи полностью развернутым, он раскрывал 18-метровую антенну и массивные солнечные батареи с размахом крыльев в 32 метра.

Строительство такой сложной машины требует массы ресурсов, поэтому исторически только правительственные ведомства и корпорации с глубокими карманами могли войти в спутниковый бизнес. Большая часть стоимости спутника лежит в оборудовании - транспондерах, компьютерах и камерах. Обычный метеорологический спутник стоит около 290 миллионов долларов. Спутник-шпион обойдется на 100 миллионов долларов больше. Добавьте к этому стоимость содержания и ремонта спутников. Компании должны платить за пропускную полосу спутника так же, как владельцы телефонов платят за сотовую связь. Обходится иногда это более чем в 1,5 миллиона долларов в год.

Другим важным фактором является стоимость запуска. Запуск одного спутника в космос может обойтись от 10 до 400 миллионов долларов, в зависимости от аппарата. Ракета Pegasus XL может поднять 443 килограмма на низкую околоземную орбиту за 13,5 миллиона долларов. Запуск тяжелого спутника потребует большей подъемной силы. Ракета Ariane 5G может вывести на низкую орбиту 18 000-килограммовый спутник за 165 миллионов долларов.

Несмотря на затраты и риски, связанные с постройкой, запуском и эксплуатацией спутников, некоторые компании сумели построить целый бизнес на этом. К примеру, Boeing. В 2012 году компания доставила в космос около 10 спутников и получила заказы на более чем семь лет, что принесло ей почти 32 миллиарда долларов дохода.

Будущее спутников

Спустя почти пятьдесят лет после запуска «Спутника», спутники, как и бюджеты, растут и крепнут. США, к примеру, потратили почти 200 миллиардов долларов с начала военной спутниковой программы и теперь, несмотря на все это, обладает флотом стареющих аппаратов, ожидающих своей замены. Многие эксперты опасаются, что строительство и развертывание крупных спутников просто не может существовать на деньги налогоплательщиков. Решением, которое может перевернуть все с ног на голову, остаются частные компании, вроде SpaceX, и другие, которых явно не постигнет бюрократический застой, как NASA, NRO и NOAA.

Другое решение - сокращение размера и сложности спутников. Ученые Калтеха и Стэнфордского университета с 1999 года работают над новым типом спутника CubeSat, в основе которого лежат строительные блоки с гранью в 10 сантиметров. Каждый куб содержит готовые компоненты и может объединиться с другими кубиками, чтобы повысить эффективность и снизить нагрузку. Благодаря стандартизации дизайна и сокращению расходов на создание каждого спутника с нуля, один CubeSat может стоить всего 100 000 долларов.

В апреле 2013 года NASA решила проверить этот простой принцип и три CubeSat на базе коммерческих смартфонов. Цель состояла в том, чтобы вывести микроспутники на орбиту на короткое время и сделать несколько снимков на телефоны. Теперь агентство планирует развернуть обширную сеть таких спутников.

Будучи большими или маленькими, спутники будущего должны быть в состоянии эффективно сообщаться с наземными станциями. Исторически сложилось так, что NASA полагалось на радиочастотную связь, но РЧ достигла своего предела, поскольку возник спрос на большую мощность. Чтобы преодолеть это препятствие, ученые NASA разрабатывают систему двусторонней связи на основе лазеров вместо радиоволн. 18 октября 2013 года ученые впервые запустили лазерный луч для передачи данных с Луны на Землю (на расстоянии 384 633 километра) и получили рекордную скорость передачи в 622 мегабита в секунду.