Объясните "на пальцах" про орбиты для спутников вокруг Земли

[SSR]

Кто понимает в "небесной механике", можете объяснить "на пальцах" такие моменты:

1. Почему геостационарная орбита - это именно 35700 км, а не какая-то другая высота?
Возможно, это точка, где сильная гравитация Земли и слабая Луны равномерно действуют на спутник и он с минимальными затратами топлива может летать?

2. Например, запустили спутник, с жидкостным реактивным двигателем, на орбиту 150 км, то есть, самую экономичную по топливу для РН и стоимости. Может ли (и практикуют ли такое) спутник дальше сам сделать пару витков вокруг Земли, набирая скорость, а затем на своих двигателях долететь до высоты 35700 км?
Просто, читаю сейчас книгу про кубсаты (на русском ее нет, называется DIY Satellite Platforms), там мужик пишет, что РН Днепр за вывод 150 кг полезного груза на высоту 800 км берут аж 10 миллионов долларов! А выводят на орбиты от 200 км (4500 кг) до 800 км (150 кг).
То есть, как я понял, устоявшаяся практика коммерческих запусков для спутников - это Низкая Земная Орбита, а на расстояние 35700 км никакая ракета не полетит, только если это не государственный проект, вроде спутников связи, навигации и т.д.
Так вот, может ли спутник на своем "дырчике" маломощном преодолеть 35700 км и при этом ему хватит топлива, а еще и останется топливо на разгон по орбите?

3. Как обеспечивают связь со спутниками, которые постоянно крутятся вокруг своей оси?
Ведь узконаправленная антенна постоянно будет менять направление, а всенаправленная либо не добъет до Земли, либо будет потреблять много энергии.

4. Что бы почитать по системам связи и, вообще, способам связи для спутников, которые не на геостационарной орбите, а, например, обычной Низкой Земной Орбите и появляются в "окне" действия ЦУПа всего на несколько десятков минут?

Спасибо!

[Старый]

Не знаю даже что вам и ответить.

[Sharicoff]

1. Если совсем примитивно - чем выше орбита, тем медленнее спутник движется относительно земной поверхности. При некоторой высоте эта скорость приблизительно достигает нуля (угловая скорость орбитального движения спутника уравнивается с угловой скоростью вращения Земли). Это и есть геостационарная орбита, ее высота (из простых формул) примерно равна 35700 км.

2. Так и делается. Только "разгонный" двигатель стоит не на самом спутнике, а на разгонном блоке. Связка из КА и РБ выводится на низкую опорную орбиту, затем разгонник переводит связку на геопереходную орбиту, дальше - по разному: РБ можно сбросить и дальше ползти на собственных движках, а можно и до ГСО пилить на разгоннике.

3. Антенный блок на таких спутниках оснащен системой противовращения. Спутник крутится вокруг своей оси - а антенны не крутятся.

[mark2000]

SSR пишет:
Кто понимает в "небесной механике", можете объяснить "на пальцах" такие моменты:

 1. Почему геостационарная орбита - это именно 35700 км, а не какая-то другая высота?
Возможно, это точка, где сильная гравитация Земли и слабая Луны равномерно действуют на спутник и он с минимальными затратами топлива может летать?

C точки зрения физики стационарная орбита ничем не отличается от любой другой круговой орбиты.

Популярность ее вызвана тем, что период обращения спутника на этой орбите составляет 23 час 56 мин 4 сек и совпадает с периодом вращения Земли (именно с периодом вращения а не с сутками).

Период обращения спутников зависит от высоты орбиты. Чем выше орбита, тем больше период обращения. Равенство периодов обращения спутника и Земли достигает при высоте орбиты 35 700 км.

Для наблюдателя находящегося на поверхности Земли спутник на стационарной орбите выглядит как неподвижный, находящийся в одной точке неба. (Для наблюдателя наблюдающего со стороны он движется точно так же как и все остальные спутники.) Неподвижность спутника относительно земного наблюдателя позволяет использовать антенны не имеющие поворотного механизма и устройства слежения за спутником, что значительно удешевляет их конструкцию и делает их доступными каждому.

[C-300]

1. Стационарная орбита имеет следующие свойства:
 - её плоскость совпадает с плоскостью экватора;
- период обращения по ней должен быть как можно более точно равен периоду вращения земли.
В общем, на ней угловая скорость вращения спутника вокруг Земли и угловая скорость вращения Земли равны. Вот спутник и зависает над одной точкой.
Если наклонение (угол между плоскостями орбиты спутника и плоскостью земного экватора) отличается от нуля (т. е. плоскости не совпадают), то спутник начинает описывать "восьмёрку". 
2. Долго отвечать - проще прочтите книжку Левантовского "Механика космического полёта в элементарном изложении".
3. Спутники на геостационаре, как правило, стабилизированы по всем трём осям. Так что проблемы нет. Есть такие спутники - системы предупреждения о  ракетном нападении DSP; сканирование пространства обеспечивается их вращением. Т. к. ось вращения направлена в сторону Земли, то и антенны можно сделать неподвижными.
4. Поищите здесь: http://kik-sssr.ru/index.htm

[mark2000]

SSR пишет:
Кто понимает в "небесной механике", можете объяснить "на пальцах" такие моменты:

 2. Например, запустили спутник, с жидкостным реактивным двигателем, на орбиту 150 км, то есть, самую экономичную по топливу для РН и стоимости. Может ли (и практикуют ли такое) спутник дальше сам сделать пару витков вокруг Земли, набирая скорость, а затем на своих двигателях долететь до высоты 35700 км?
Просто, читаю сейчас книгу про кубсаты (на русском ее нет, называется DIY Satellite Platforms), там мужик пишет, что РН Днепр за вывод 150 кг полезного груза на высоту 800 км берут аж 10 миллионов долларов! А выводят на орбиты от 200 км (4500 кг) до 800 км (150 кг).
То есть, как я понял, устоявшаяся практика коммерческих запусков для спутников - это Низкая Земная Орбита, а на расстояние 35700 км никакая ракета не полетит, только если это не государственный проект, вроде спутников связи, навигации и т.д.
Так вот, может ли спутник на своем "дырчике" маломощном преодолеть 35700 км и при этом ему хватит топлива, а еще и останется топливо на разгон по орбите?

Такая схема возможна, но энергетически не выгодна. Спутники на стационарную орбиту выгоднее запускать через геопереходную орбиту. Геопереходная орбита - орбита с низким перигеем (около 200 км) и высоким апогеем, (как правило немного ниже стационарной орбиты, хотя бывает и выше). С геопреходной орбиты на стационарную спутник чаще всего добирается "своим ходом", с использованием своей двигательной установки (апогейного мотора)

Предложенная Вами схема чаще всего используется для запуска межпланетных аппаратов. В этом случае энергетически так же выгоднее запускать аппарат сразу на траекторию отлета или высокоэлиптическую орбиту, но при этом ограничения на время старта становятся слишком строгими, особенно для высокоширотных космодромов, поэтому чаще всего используется схема предложенная Вами.

[SSR]

Sharicoff, mark2000, Александр Хороших, mark2000,большое спасибо!
Александр, отдельное спасибо за название книги, начал читать  

[Даниил Галахов]

SSR пишет:
Кто понимает в "небесной механике", можете объяснить "на пальцах" такие моменты:

 1. Почему геостационарная орбита - это именно 35700 км, а не какая-то другая высота?
Возможно, это точка, где сильная гравитация Земли и слабая Луны равномерно действуют на спутник и он с минимальными затратами топлива может летать?

 2. Например, запустили спутник, с жидкостным реактивным двигателем, на орбиту 150 км, то есть, самую экономичную по топливу для РН и стоимости. Может ли (и практикуют ли такое) спутник дальше сам сделать пару витков вокруг Земли, набирая скорость, а затем на своих двигателях долететь до высоты 35700 км?
Просто, читаю сейчас книгу про кубсаты (на русском ее нет, называется DIY Satellite Platforms), там мужик пишет, что РН Днепр за вывод 150 кг полезного груза на высоту 800 км берут аж 10 миллионов долларов! А выводят на орбиты от 200 км (4500 кг) до 800 км (150 кг).
То есть, как я понял, устоявшаяся практика коммерческих запусков для спутников - это Низкая Земная Орбита, а на расстояние 35700 км никакая ракета не полетит, только если это не государственный проект, вроде спутников связи, навигации и т.д.
Так вот, может ли спутник на своем "дырчике" маломощном преодолеть 35700 км и при этом ему хватит топлива, а еще и останется топливо на разгон по орбите?

 3. Как обеспечивают связь со спутниками, которые постоянно крутятся вокруг своей оси?
Ведь узконаправленная антенна постоянно будет менять направление, а всенаправленная либо не добъет до Земли, либо будет потреблять много энергии.

 4. Что бы почитать по системам связи и, вообще, способам связи для спутников, которые не на геостационарной орбите, а, например, обычной Низкой Земной Орбите и появляются в "окне" действия ЦУПа всего на несколько десятков минут?

Спасибо!

Здравствуйте.

1) Геостационарная орбита - это такая орбита, на которой спутник вращается с той же угловой скоростью что и земной шар. Это позволяет ему как бы "висеть" постоянно над одной точкой планеты, что удобно, например, для телевизионных трансляций.

2) Для выполнения такого маневра, в идеале, используется трансорбитальный переход Гомана. Т.е., в противолежащей точке на низкой орбите мы бросаем n-дцать секунд импульса (грубо говоря сжигаем определенную массу топлива), корабль уходит в эллипс, достигая высокой орбиты. Достигнув высокой орбиты надо дать второй импульс, чтобы орбиту дотянуть до круговой. Дельта-V такого перехода для Земли - не помню сколько точно, но можно посчитать. Так что вопрос не в "мощности дырчика" - космический корабль это вам не мопЭд, Вопрос в удельном импульсе ДУ и запасе рабочего тела на борту.

3) Вопрос уже поднимался. Юзайте поиск по форуму.
4) См. раздел "Старые темы форума", там се обсуждалось.

[C-300]

SSR пишет:
 Sharicoff , mark2000 , Александр Хороших , mark2000 ,большое спасибо!
 Александр , отдельное спасибо за название книги, начал читать

Да не за что! Обращайтесь, спрашивайте!..
Насчёт геостационарных, геопереходных орбит почитайте: http://rusrocket.narod.ru/gto.html

[SSR]

SSL, Александр, спасибо!
Потихоньку вникаю, но как-то сложно, даже не представляю, как там в ЦУПах все это точно рассчитывают, да еще и в экстремальных ситуациях принимают решения по изменению траектории, например, когда летит метеорит или пересекается курс с другим космическим аппаратом.

[C-300]

SSR пишет:
Потихоньку вникаю, но как-то сложно,

Ну так! А вы думали. Я вот тоже многие вещи далеко не с первого раза понимаю.

SSR пишет:
даже не представляю, как там в ЦУПах все это точно рассчитывают

Траектории заранее считают баллистики, в ЦУПах смотрят телеметрию.

SSR пишет:
например, когда летит метеорит

Ну, метеорит на траектории - это из области фантастики 50-60-х гг, когда не была известна метеорная обстановка в космосе (на Авангарде-1, первом американском спутнике. установили микрофоны для регистрации столкновений с мелкими объектами - это, ИМХО, характеризует важность исследований плотности потоков метеоров в то время). Сейчас известно, что вероятность столкновения мала, а обнаружить их - невозможно, они слишком малы.

SSR пишет:
или пересекается курс с другим космическим аппаратом.

Похоже, за этим следят только для МКС. Прогноз о возможном столкновении выдаётся СККП (служба контроля космического пространства, космические войска) явно не за час, а за примерно сутки (знатоки, поправьте меня). Так что время для планирования манёвра уклонения есть, да и процедура эта штатная, отработанная.

[Ded]

Александр Хороших пишет:
Похоже, за этим следят только для МКС

И на ГСО тоже...

[C-300]

Ded пишет:
И на ГСО тоже...

Спасибо, не знал

[Ded]

Александр Хороших пишет:

Ded пишет:
И на ГСО тоже...

Спасибо, не знал

Пожалуйста.

[Прол]

Вы не поверите, но стараются следить за всем:
http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum12/topic5023/?PAGEN_1=15
  .

[Денеб]

SSR пишет:

2. Например, запустили спутник, с жидкостным реактивным двигателем, на орбиту 150 км, то есть, самую экономичную по топливу для РН и стоимости. Может ли (и практикуют ли такое) спутник дальше сам сделать пару витков вокруг Земли, набирая скорость, а затем на своих двигателях долететь до высоты 35700 км?

Поучаствую во всеобщем самолюбовании    Почему-то никто прямо не упомянул массу топлива, необходимого для такого манёвра. В общем случае переход с низкой круговой орбиты на геостационарную состоит из двух этапов: переход на эллиптическую с апогеем 35790 и "скругление" элиптической орбиты. Современные КА с собственным "жидкостным реактивным двигателем" только на "скругление" орбиты тратят до половины стартовой массы. В общем, выводя Днепром 4500 кг на 200 км, мы рискуем получить, навскидку, 500 кг на ГСО - и это при условии использования сбрасываемых топливных баков. При этом я не уверен, что 4000 кг топлива займут объём не больший, чем объём под головным обтекателем Днепра.

SSR пишет:

Просто, читаю сейчас книгу про кубсаты (на русском ее нет, называется DIY Satellite Platforms), там мужик пишет, что РН Днепр за вывод 150 кг полезного груза на высоту 800 км берут аж 10 миллионов долларов! 

Я боюсь разрушить Ваши идеалистические представления о стоимости пусковых услуг, но тот же Протон продаётся примерно за 100 млн. долларов, Фалькон - за 65 млн. долларов, а самая мощная на сегодняшний момент РН Delta IV Heavy - за 265 млн. долларов. Для изучения возможностей коммерческого сегмента космического рынка рекомендую Отчёт FAA по коммерческим пускам за 2012 год - к сожалению, за прошлый год они отчёт не выпускали (по крайней мере, пока)

SSR пишет:

То есть, как я понял, устоявшаяся практика коммерческих запусков для спутников - это Низкая Земная Орбита, а на расстояние 35700 км никакая ракета не полетит, только если это не государственный проект, вроде спутников связи, навигации и т.д.

Всё дело в том, что Вы читаете книгу про КубСаты, а "кубики" - совсем не коммерческие аппараты. Коммерческий космос намного сложнее и, как следствие гораздо дороже.

[PIN]

Александр Хороших пишет:
Похоже, за этим следят только для МКС

Американский JSpOC безвозмездно выдает предупреждения о потенциальных коллизиях всем, кто подписал с ним договоренности об этом (совершенно необязательно для этого нужно быть американским оператором), в ЕКА также есть свое подразделение, выдающее миссиям предупреждения о возможных столкновениях. А дальше миссии решают сами, маневрировать или игнорировать риски (маловероятные в 99% случаев). Есть те, которые маневрируют, выходит в среднем раз в месяц-два. Есть те, которым научное время дороже.

[gabiturat]

А какова максимальная высота для устойчивой околоземной орбиты?

[ZOOR]

Ну наверное Л1 или Л2 - какая из них поустойчивей. ЕМНИП наружная.
Посмотрел ВИКИ - устойчивы троянские точки (Л4 и Л5)



http://gagarin.energia.ru/ru/pastfuture/124-2013-12-03-08-35-46.html

[mark2000]

gabiturat пишет:
А какова максимальная высота для устойчивой околоземной орбиты?

В пределах сферы Хилла, радиус 1,497 млн. км от Земли