Форум » Дискуссии » ballistika » Ответить
ballistika
milstar: http://www.ucsusa.org/assets/documents/nwgs/section_6.pdf To maneuver, a satellite in orbit must use rocket engines (thrusters) to change the magnitude or direction of its velocity. Because the orbital speed of satellites is so large, the velocity changes required for maneuvering may also be large, requiring the thrusters to use large amounts of propellant. How much and how quickly a satellite can maneuver depends on the amount and type of propellant it carries. There are practical limits to the amount of propellant a satellite can carry since it increases the total mass that must be launched into orbit. These constraints on maneuvering in space have important consequences for satellite operations. This section discusses the different types of satellite maneuvers and the changes in satellite velocity required for each. Section 7 outlines the amount of propellant required for these maneuvers. Three basic maneuvers are used to change orbits: (1) changing the shape or size of an orbit within the orbital plane; (2) changing the orbital plane by changing the inclination of the orbit; and (3) changing the orbital plane by rotating the plane around the Earth’s axis at constant inclination. (Recall that all satellite orbits lie in a plane that passes through the center of the Earth.) We discuss each of these in more detail below, as well as several common orbital changes that use these basic maneuvers. Maneuvers within the orbital plane allow the user to change the altitude of a satellite in a circular orbit, change the shape of the orbit, change the orbital period, change the relative location of two satellites in the same orbit, and de-orbit a satellite to allow it to return to Earth. A velocity change is typically referred to as delta-V, or DV, since the term “delta” is commonly used in technical discussions to indicate a change in some quantity. In addition, as Section 7 shows, generating a velocity change of 2 km/s ################################################ with conventional propulsion technologies would require a satellite to carry its own mass in propellant—thus doubling the mass of the satellite. ############################################# Table 6.1. This table shows the change in satellite velocity (DV) required for various types of maneuvers and activities in space, where Dq is the change in inclination. Type of Satellite Maneuver Required DV (km/s) Changing orbital altitude within LEO (from 400 to 1,000 km) 0.3 Stationkeeping in GEO over 10 years 0.5–1 De-orbiting from LEO to Earth 0.5–2 Changing inclination of orbital plane in GEO by Dq = 30° 2 by Dq = 90° 4 Changing orbital altitude from LEO to GEO (from 400 to 36,000 km) 4 Changing inclination of orbital plane in LEO by Dq = 30° 4 by Dq = 90° 11 These numbers are calculated in the Appendix to Section 6. (LEO = low earth orbit, GEO = geosynchronous orbit)
milstar: For example, maneuvering from a circular orbit at 400 km to a circular orbit at 1,000 km requires a total DV of only 0.32 km/s. On the other hand, if the satellite were transferred from a 400 km orbit to a geosynchronous orbit at 36,000 km altitude, this maneuver would require a total DV of 3.9 km/s.
milstar: Changing the Orbital Period Since the orbital period of a satellite depends on the altitude and shape of the orbit, maneuvers to change the shape and altitude of the orbit can be used to change the period. Such maneuvers may be useful, for example, to vary the revisit time of a reconnaissance satellite, making it less predictable. The equation for the change in period produced by a change in velocity is given in the Appendix to Section 6. As an example, a satellite in a circular orbit with an altitude of 400 km has an orbital speed of 7.67 km/s and a period of 92.2 minutes. Increasing the orbital speed by 0.1 km/sec would increase the period by about 3.6 minutes, while an increase of 0.3 km/sec would increase the period by 10.8 minutes. As discussed above, these velocity changes would cause the orbit to become elliptical: the resulting apogees would have altitudes of 750 km and 1,460 km, respectively, while the perigee would remain at 400 km.
milstar: DE- ORBITING MANEUVERS For some missions, an object in orbit will use its thrusters to accelerate out of orbit and back toward the Earth. The Space Shuttle must do this to return to Earth; similarly, an orbiting weapon intended to strike the Earth would need to carry propellant to kick it out of orbit. The DV required for this maneuver will depend on how fast the return to Earth must be. The dynamics of the deorbiting are complicated because once the satellite moves to low enough altitudes, the increasing density of the atmosphere affects its trajectory.4 Figure 6.5 illustrates the de-orbiting process for three values of DV. This example assumes a relatively high circular orbit—3,000 km—to show the deorbiting trajectories more clearly. At this altitude, the satellite has an orbital velocity of 6.5 km/s. In this illustration, a thrust is applied instantaneously at point P in a direction opposite to the satellite’s velocity, so that it reduces the velocity by DV. This reduction in speed causes the satellite to follow an elliptical orbit with a perigee below its original altitude. If the perigee is low enough, the orbit will intersect the Earth. Making the satellite fall vertically to Earth under the influence of gravity requires reducing its orbital speed to zero—a DV of 6.5 km/s. In this case, it would take the satellite 19 minutes to fall to Earth and it would strike the Earth at point O in Figure 6.5, directly below the point at which the velocity change occurred (point P).5
milstar: A case more relevant to space security issues is a satellite in an orbit with an altitude of 500 to 1,000 km, since this is where missile defense or groundattack ###################################################### satellites might be stationed. In calculating the de-orbit time and DV required in this case, assume that the thrust given to the satellite is oriented vertically downward toward the Earth. Applying thrust in this direction results in somewhat shorter de-orbit times than simply reducing the orbital speed as done for the cases illustrated in Figure 6.5. For a satellite in a circular orbit at an altitude of 500 km (with an orbital ############################################## speed of 7.6 km/s), a DV of 0.7 km/s results in a de-orbit time of about 15 minutes, and 1 km/s in a de-orbit time of 10 minutes ############################## DV 2km/sec ywelichiwaet massu sputnika w 2 raza za schet neobxodimogo topliva ###################################################### (see the Appendix to Section 6 for calculations). (The precise time required for the satellite to de-orbit depends in part on its drag coefficient, which is partially determined by its shape.) For a satellite in a circular orbit at an altitude of 1,000 km (with an orbital speed of 7.4 km/s), a DV of 1.4 km/sec results in a de-orbit time of roughly 15 minutes, and a DV of 2 km/sec gives a time of 9 to 10 minutes. Higher values of DV can lead to shorter de-orbit times. Though the satellite would need to carry a large amount of propellant, high DVs have been discussed for kinetic energy weapons intended to attack ground targets, which must hit their targets at high speeds. A DV of 4 km/s gives de-orbit times of 2 to 3 minutes from an altitude of 500 km, 4 to 5 minutes from 1,000 km, and 14 to 15 minutes from 3,000 km. A DV of 6 km/s results in de-orbit times of 1.5 to 2 minutes from an altitude of 500 km, 3 to 3.5 minutes from 1,000 km, and 8.5 to 9.5 minutes from 3,000 km. Section 7 discusses the amount of propellant required for producing these values of DV. Reentry
milstar: DV 2km/sec ywelichiwaet massu sputnika w 2 raza za schet neobxodimogo topliva ######################################################## A DV of 4 km/s gives de-orbit times of 2 to 3 minutes from an altitude of 500 km, 4 to 5 minutes from 1,000 km, and 14 to 15 minutes from 3,000 km. A DV of 6 km/s results in de-orbit times of 1.5 to 2 minutes from an altitude of 500 km, 3 to 3.5 minutes from 1,000 km, and 8.5 to 9.5 minutes from 3,000 km.
milstar: For comparison, a modern U.S. nuclear reentry vehicle, which is designed to pass through the atmosphere quickly to improve its accuracy, has a speed of about 2.5 km/s ################################################ when it reaches the ground: designing the warhead to travel faster is limited ################################################### by its ability to withstand the heating. ######################### object traveling at 5 km/s would have a heating rate eight times as high as an object traveling ################################################### at 2.5 km/s ###########
milstar: Not only do atmospheric forces cause drag, which leads to heating, they can also produce strong lateral forces—called lift forces—that change the object’s trajectory. The reentering body can be designed to use the significant lift forces resulting from its high speed in the atmosphere to maneuver in directions perpendicular to its trajectory. Documents describing the goals for ground-attack weapons state that these weapons should be able to travel thousands of kilometers in these directions using only lift forces. ##########################################
milstar: DE- ORBITING In particular, we varied the ballistic coefficient by a factor of 10 from a value comparable to a modern strategic warhead (150,000 Newtons/m2 (N/m2), or 3,000 lb/ft2), to a value for an object with much higher drag (15,000 N/m2, or 300 lb/ft2). As an illustration, consider the case in which the velocity change vector is oriented in the vertical direction. Results are given in Table 6.4. Table 6.4. This table lists the de-orbiting time for a satellite in a circular orbit at the given altitude when a velocity change DV is applied in the vertical direction. The results are given for two different values of the ballistic coefficient, which is inversely proportional to the drag coefficient of the object; the larger value is comparable to that of a modern strategic ballistic missile warhead. ######################################################### DV 2 km/sec ywelichiwaet massu boegolovki w 2 raza ( wes topliva9 visota km DV km/sec wremja min 500 km 0.7 km/sec 14.6 min 1 km/sec 9.4 min 2 km/sec 4.4 min 4 km/sec 2.1 min
milstar: The heating rate for an object moving through the atmosphere is roughly proportional to rV3, where r is the atmospheric density.14 This expression shows that the heating rate increases rapidly with velocity and with decreasing altitude, since the atmospheric density increases roughly exponentially with decreasing altitude.
milstar: Proton -M 22 tonni na orbitu h=200 km Stoimost* zapuska dlja Rossii -25 mln $ 500 kilotonn - 300 kg bch dlja DV 2 km/sec boegolovka i toplivo vesit 600 kg i dostizenie Zemli za 4.4 minuti s wisoti 500 km --------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- Mnogo orbit -mnogo boegolovok na kazdoj .Esli woennix dejstwij po istechenii sroka godnosti (30 let) ne budet ,boegolovki mogut otstreliwatsja na 700 km i wische .Tam oni budut wraschatsja 1000 let http://www.khrunichev.ru/main.php?id=42
milstar: ASAT Co-orbital ASAT The principal and only dedicated ASAT system is referred to as the Co-orbital ASAT in reference to its engagement profile. Developed by the Kometa TsNPO under Academician Savin, the Co-orbital ASAT is based on the Tsyklon-2 booster and was tested 20 times in space during the period October, 1968-June, 1982. For each test a dedicated target vehicle was first placed into a low Earth orbit (the first two by the Tsyklon-2 from Baikonur and later targets by the Kosmos-3M from Plesetsk). The Co-orbital ASAT would then be launched from Baikonur on either a 1-revolution or a 2-revolution intercept. The interceptor was 1,400 kg with a principal diameter of 1.8 m and a length of 4.2 m, while the target was a 650-kg polyhedron with a diameter of 1.4 m. The co-orbital plane requirement meant that launch opportunities occurred as the orbital plane of the target satellite passed through the Tyuratam launch site twice each day. In practice, only one opportunity per day was acceptable to prevent launches toward the PRC. From an initial, low-altitude parking orbit, the Co-orbital ASAT would quickly maneuver into a transfer orbit with a greater or lesser orbital period than the target to permit an intercept over Europe after one or two complete circuits about the Earth, i.e., approximately 90-200 minutes after launch. Within minutes of the actual attack, the Co-orbital ASAT would maneuver a final time to establish the required end-game conditions. A conventional warhead would then be detonated to effect the negation. The initial test phase of the Co-orbital ASAT program was conducted during 1968-1971 with an assessed five successes out of seven attempts. In all but one case, a cloud of debris caused by the breakup of the Co-orbital ASAT at the time of warhead detonation was left in LEO. This series of tests validated the operational envelope of the weapon from as low as 230 km to a height of 1,000 km. Between 1976 and 1982 13 more tests were conducted, primarily to perfect a more rapid intercept profile and to evaluate a new acquisition sensor. Whereas the first seven tests had all required two revolutions, tests 8 nd 9 attempted single-revolution attacks as did tests 12 and 13. In both cases the first attempt was judged a failure and the second attempt a success. The last of these tests demonstrated a reach to an altitude of nearly 1,600 km. Several of the other missions in the Phase 2 test program reportedly employed an optical or IR sensor for target acquisition rather than the standard radar seeker. All attempts with the new sensor are believed to have failed. However, a radar-equipped Co-orbital ASAT was flown on a 2-revolution profile in 1977 to prove that a target at an altitude as low as 159 km in an elliptical orbit could be successfully negated. All missions after 1970 were flown at inclinations near 65.8 degrees to satisfy range safety restrictions at both Plesetsk (target) and Baikonur (Co-orbital ASAT). The lack of testing for more than 12 years has raised some questions about the current operational status of the Co-orbital ASAT. The Tsyklon-2 has been flown frequently in support of ocean reconnaissance programs and in August, 1989, the US Secretary of Defense claimed "conclusive evidence" existed that the system was "in a constant state of readiness." Nearly three years later a Russian publication appeared to confirm its operational status (Reference 107). Two launch pads are available at Baikonur, each capable of supporting several ASAT missions per day (Reference 108). Although the Co-orbital ASAT has never been launched from Plesetsk, the assumed commonalty of Tsyklon-2 and Tsyklon-3 launch pads should make such operations feasible.
milstar: http://www.ods.com.ua/win/rus/net-tech/sat/systems.html http://www.niitp.ru Леонид НЕВДЯЕВ НИИТП Низкие круговые ############ В зависимости от величины наклонения плоскости орбиты относительно плоскости экватора различают низкие экваториальные (наклонение 00), полярные (наклонение 900) и наклонные орбиты. Системы с низкими наклонными и полярными орбитами существуют уже около 30 лет и применяются в основном для научно-исследовательских целей, дистанционного зондирования, навигации, метеорологических наблюдений, фотографирования поверхности Земли. Для организации мобильной и персональной связи эти системы стали использоваться только в последние 5—7 лет. Сегодня наиболее интенсивно осваиваются низкие наклонные и полярные орбиты высотой 700—1500 км, а также экваториальные высотой 2 тыс. км. Спутники на низких орбитах обладают значительными преимуществами перед другими КА по энергетическим характеристикам, но проигрывают им в продолжительности сеансов связи и времени активного существования КА. Если период обращения спутника составляет 100 мин, то в среднем 30% времени он находится на теневой стороне Земли. Аккумуляторные бортовые батареи испытывают приблизительно 5 тыс. циклов зарядки/разрядки в год, вследствие чего срок их службы, как правило, не превышает 5—8 лет. Выбор диапазона высот от 700 до 2 тыс. км для низкоорбитальных систем неслучаен. С одной стороны, на орбитах высотой менее 700 км плотность атмосферы относительно высока, что вызывает колебания эксцентриситета и деградацию орбиты (постепенное снижение высоты апогея). Кроме того, уменьшение высоты орбиты приводит к увеличению числа штатных маневров для сохранения заданной орбиты, а следовательно, к повышению расхода топлива. С другой стороны, на орбитах выше 1,5 тыс. км, где располагается первый радиационный пояс Ван-Аллена, длительная работа электронной бортовой аппаратуры практически невозможна, если не использовать специальных методов защиты от радиационного излучения. Применение же этих методов ведет к существенному усложнению бортовой аппаратуры и увеличению массы КА. Однако чем меньше высота орбиты, тем меньше мгновенная зона обслуживания, а следовательно, для глобального охвата требуется значительно большее количество спутников. Если низкоорбитальная система должна обеспечить глобальную связь с непрерывным обслуживанием, то необходимо, чтобы в орбитальную группировку входило не менее 48 КА. Период обращения спутника на этих орбитах составляет от 90 мин до 2 ч, а максимальное время пребывания КА в зоне радиовидимости не превышает 10—15 мин (см. табл. 1). Эллиптические ############## Основными параметрами, характеризующими тип эллиптической орбиты, являются период обращения спутника вокруг Земли и эксцентриситет (показатель эллиптичности орбиты). В настоящее время используются несколько типов эллиптических орбит с большим эксцентриситетом — Borealis, Archi-medes, "Молния", "Тундра" (табл. 2). Все указанные орбиты являются синхронными, т.е. спутник, выведенный на такую орбиту, вращается со скоростью Земли и имеет период обращения, кратный времени суток. Для спутников на эллиптической орбите характерно то, что их скорость в апогее значительно меньше, чем в перигее. Следовательно, КА будет находиться в зоне видимости определенного региона в течение более длительного времени, чем спутник, орбита которого является круговой. Так, выведенный на орбиту КА "Молния" (апогей 40 тыс. км, перигей 460 км, наклонение 63,50) обеспечивает сеансы связи продолжительностью 8—10 ч, причем система всего из трех спутников поддерживает глобальную круглосуточную связь. Эллиптические орбиты с более низким апогеем, например Borealis (апогей 7840 км, перигей 520 км) или Archimedes (апогей 26 737 км, перигей 1000 км), предназначены для обеспечения региональной связи. КА с более низким апогеем выигрывают у спутников на высокоэллиптических орбитах по энергетическим характеристикам, проигрывая им в продолжительности сеансов. Для обеспечения непрерывной круглосуточной связи с использованием синхронно-солнечных орбит Borealis потребуется не менее 8 КА (расположенных в двух орбитальных плоскостях по четыре спутника в каждой плоскости). Они позволят обслуживать абонентов при углах радиовидимости КА не менее 250. Системы с КА на эллиптических орбитах также не лишены "природных" ограничений. Постоянство местоположения КА на эллиптической орбите обеспечивается только при двух значениях наклонения плоскости орбиты к экватору — 63,40 и 116,60. Это объясняется воздействием неоднородностей гравитационного поля Земли, из-за которого большая ось эллиптической орбиты испытывает вращательный момент, что приводит к колебаниям широты подспутниковой точки в апогее. Другой фактор, влияющий на выбор параметров эллиптических орбит, связан с необходимостью учитывать опасные воздействия радиационных поясов Ван-Аллена, которые неизбежно пересекает КА во время своего движения по орбите. Средневысотные ############### Спутники на средневысотных орбитах первыми начали разрабатывать компании, традиционно выпускающие геостационарные КА. Средневысотные cистемы обеспечивают более качественные характеристики обслуживания подвижных абонентов, чем геостационарные, поскольку в поле зрения абонента одновременно находится большое число КА. За счет этого появляется возможность увеличить минимальные углы видимости КА до 25—300. Так, радиовидимость двух спутников в системе ICO обеспечивается в течение 95% суточного времени, причем хотя бы один из ее КА виден под углом более 300. А это, в свою очередь, позволяет снизить дополнительный энергетический запас радиолинии, необходимый для компенсации потерь на распространение в ближней зоне (при наличии в ней деревьев, зданий и других преград). Рис. 1. Уровни радиации в зонах Ван-Аллена: GN - географический север; MN - магнитный север; R/Rз - относительное расстояние, где Rз (радиус Земли) = 6371 км, R - высота Однако при выборе местоположения негеостационарной орбитальной группировки (ОГ) необходимо учитывать природные ограничения — это пространственные пояса заряженных частиц, захваченных магнитным полем Земли, так называемые радиационные пояса Ван-Аллена (рис. 1). Первый устойчивый пояс высокой радиации начинается примерно на высоте 1,5 тыс. км и простирается до нескольких тысяч километров, его "размах" составляет примерно 300 по обе стороны от экватора. Второй пояс столь же высокой интенсивности (10 тыс. имп./с) располагается на высотах от 13 до 19 тыс. км, охватывая около 500 по обе стороны от экватора. Трасса средневысотных спутников проходит между первым и вторым поясами Ван-Аллена, т. е. на высоте от 5 до 15 тыс. км. Зона обслуживания каждого КА существенно меньше, чем геостационарного, поэтому для глобального охвата с однократным покрытием наиболее населенных районов Земного шара и судоходных акваторий необходимо создать ОГ из 8—12 спутников. Суммарная задержка сигнала при связи через средневысотные спутники составляет не более 130 мс, что позволяет использовать их для радиотелефонной связи. Таким образом, средневысотные спутники выигрывают у геостационарных по энергетическим показателям, но проигрывают им по продолжительности пребывания КА в зоне радиовидимости наземных станций (1,5—2 ч). Что же касается орбитального ресурса средневысотных КА, то он лишь незначительно меньше, чем у геостационарных. Период обращения спутника вокруг Земли для средневысотных круговых орбит составляет около 6 ч (при высоте 10 350 км), из которых в тени Земли КА находится лишь несколько минут. Это позволяет значительно упростить технологические решения, используемые в бортовой системе электропитания, и, в конечном счете, довести срок службы КА до 12—15 лет. Системы со средневысотными КА обеспечивают лучшие, чем GEO-КА, характеристики обслуживания абонентов благодаря следующим особенностям. Они имеют большие углы радиовидимости, в зоне радиовидимости находится большее число спутников, а задержка при проведении сеансов связи составляет максимум 130 мс. Структура систем на средневысотных орбитах (ICO, Spaceway NGSO, "Ростелесат") различается незначительно. Во всех этих системах орбитальная группировка создается примерно на одной и той же высоте (10 352—10 355 км) со сходными параметрами орбит (см. табл. 1). Геостационарная ############## Большинство существующих ССС используют наиболее выгодную для размещения спутников геостационарную орбиту, основными достоинствами которой являются возможность непрерывной круглосуточной связи в глобальной зоне обслуживания и практически полное отсутствие сдвига частоты, обусловленного доплеровским эффектом. Геостационарные спутники, располагаясь на высоте примерно 36 тыс. км и двигаясь со скоростью вращения Земли, как бы "зависают" над определенной точкой земной поверхности, которая располагается на экваторе (так называемой подспутниковой точкой). В действительности положение геостационарного КА на орбите не является неизменным: он испытывает незначительный "дрейф" под воздействием ряда факторов, вызывающих деградацию орбиты. При этом изменение положения орбиты за год может достигать 0,920. Основными параметрами, определяющими угловой разнос между соседними КА, являются пространственная избирательность бортовых и наземных антенн, а также точность удержания КА на орбите. Связь через геостационарный КА не имеет перерывов в обслуживании, обусловленных взаимным перемещением спутника и наземной станции, а система из трех спутников обеспечивает охват практически всей территории земной поверхности. Орбитальный ресурс современных геостационарных КА также достаточно высок и составляет около 15 лет (табл. 1). Однако такие системы имеют ряд недостатков, главный из которых — задержка сигнала. Спутники на геостационарных орбитах оптимальны для систем радио- и телевизионного вещания, где задержки в 250 мс (в каждом направлении) не сказываются на качественных характеристиках сигналов. Системы радиотелефонной связи более чувствительны к задержкам, а поскольку суммарная задержка в системах данного класса составляет около 600 мс (с учетом времени обработки и коммутации в наземных сетях), даже современная техника эхоподавления не всегда позволяет обеспечить связь высокого качества. В случае "двойного скачка" (ретрансляции через наземную станцию-шлюз) задержка становится неприемлемой уже более чем для 20% пользователей. Архитектура геостационарных систем ограничивает возможность повторного использования выделенных полос частот, а следовательно, их спектральную эффективность. Зона охвата геостационарных КА не включает в себя высокоширотные районы (выше 76,50 с.ш. и ю.ш.), т. е. действительно глобальное обслуживание не гарантируется. Следует также отметить, что геостационарные КА могут обеспечить услуги персональной связи лишь в том случае, если формируемые ими на поверхности Земли зоны обслуживания примерно одинаковы с зонами, образуемыми низкоорбитальными спутниками. Бурное развитие спутниковой связи, особенно в последнее десятилетие, привело к тому, что на геостационарной орбите стало очень "тесно" и возникли проблемы с размещением новых КА. Дело в том, что в соответствии с существующими международными нормами орбитальный разнос между геостационарными КА должен составлять не менее 10. Это означает, что на орбите можно разместить не более 360 спутников. Что же касается сокращения углового разноса между точками стояния КА на орбите, то на современном уровне развития техники это невозможно из-за взаимных помех.
milstar: 600 km wisota krugowaja orbita 96 minut .Primer Hubble http://www.ips.gov.au/Category/Educational/Space%20Weather...italDecayCalculations.pdf Orbital Decay - Low Earth orbiting satellites experience orbital decay and have physical lifetimes determined almost entirely by their interaction with the atmosphere. Prediction of such lifetimes or of a re-entry date is of great interest to satellite planners, users, trackers, and frequently to the general public. T.e. na wisotax 500-600 km decay dolzen kompensirowatsja ... Skolko nuzno gojuchego na 10-30 let dlja jabch 300 kg + 300 kg deorbiting za 4 minuti - nado poschitat' (komplex faktorow- otnoschenie massi k ploschadi ) Wozmozno dlja takogo sroka (10-30 let ) nuzna orbita powische
milstar: dlja orbit 820 -870 km bez kompensazii Over intervals of high solar activity, the observed orbital decay rate is,2 kmyr-1, while periods of low solar activity show a smaller rate of 0.3 kmyr-1. Over the entire 17-year record there is a net drop of 20 km, equivalent to an average rate of 1.2 kmyr-1. Figure 1 shows the altitude changes of NOAA-6 to NOAA-14 referenced to a common baseline (NOAA-8 is excluded because it was not used in the MSU time series). Absolute orbital altitudes found from twoline orbital element data provided by NORAD are plotted in Fig. 1 inset. Immediately apparent in the ®gure is the presence of two intervals, 1979±83 and 1989±92, with dramatically steeper slopes. These intervals correspond to periods during which solar activity was at a maximum11. Higher levels of solar ultraviolet radiation during these periods heat the upper atmosphere and increase the drag on the spacecraft. http://www.ssmi.com/papers/MSU_Nature_Article.pdf
milstar: 600 km orbita dlja sputnika s ballisticheskim koef 1500kg/ kw.metr zisn' bez kompensazii -40 let ,700km -137 let ,800 km -417 let ,900 km -1108 let Y boegolowki s yabch 300 kg/500 kt i zapasom topliva 300 kg ballistichekij koef lutsche ##################################################### ( na etix wisotax waznejschee wlijanie atmosfera ) str 43 w pdf ,35 w dokumente http://www.agi.com/downloads/corporate/partners/edu/CarletonSatelliteMissionAnalysis.pdf
milstar: http://www.boeing.com/defense-space/space/delta/kits/d303_gps_iir-11.pdf GPS 2R ascending note flight profil .... s illustrazijami polozenija w zawisimosti ot wremeni
milstar: Через геостационарный спутник не могут работать ЗС, расположенные в высокоширотных районах, так как они не видны с ИСЗ (рис. 10.1). Для ЗС, расположенных на экваторе, геостационарный спутник находится в зените. Другими словами, угол места (угол между направлениями на горизонт и на ИСЗ) составляет 90°. В этом случае путь сигнала в атмосфере Земли самый короткий. Если же расположить ЗС на широте 81°, то ее антенна должна быть направлена на горизонт, т. е. b =0. ###################################################################### ne 90 ° ,tak kak ydalenie do sputnika ne beskonechnost ##################################### С уменьшением (3 путь сигнала в атмосфере становится длиннее. При этом увеличивается ослабление сигнала при распространении в свободном пространстве. Возрастает также ослабление сигнала в атмосферной влаге и шумовая температура антенны за счет шумового излучения атмосферы. Если же b <5°, то резко увеличивается влияние шумового излучения Земли. Поэтому на практике МККР рекомендует обеспечивать углы места не менее 3...50 на частотах до 6 ГГц и 10... 15° на частотах свыше 10 ГГц ########################## Ocnen peredowie i dorogie sistemi Milstar/AEHF 20ghz up/44 ghz downlink wische 65 ° maloprigodni ,tak kak orbita geostazionarnaja ********************************************************************************************** Bolschinstwo territorii Rossii i verojatnix rajonow operazii PLARB bolee prigodni dlja sputnikow s wisokoj ellipticheskoj orbitoj ################################################################################### tipa Molnija ######## Поля тяготения Луны, Солнца, планет, магнитное поле Земли, несферичность Земли и другие возмущающие факторы вызывают изменение параметров орбиты во времени. Для наклонных эллиптических орбит эти изменения минимальны, если выбрать i=63,4°. ili retrograd 116.4 ° В ССС нашли применение орбиты двух типов: высокая эллиптическая типа “Молния” и геостационарная орбита. Первая получила название от советского спутника связи “Молния”. Ее параметры: высота апогея около 40 тыс. км, высота перигея около 500 км, i63,4°. Апогей орбиты находится над северным полушарием. Период обращения ИСЗ — 12 ч. За сутки ИСЗ совершает два оборота. ########################################################################## Поэтому каждые сутки он виден в одних и тех же районах Земли в одно и то же время. Орбита, для которой период обращения ИСЗ кратен земным суткам, называется субсинхронной. Согласно второму закону Кеплера в районе апогея высокой эллиптической орбиты ИСЗ движется гораздо медленнее, чем у перигея. Сеанс связи проводят, когда ИСЗ движется по части орбиты, прилегающей к апогею. Он может продолжаться около 8 ч, поскольку в течение этого времени спутник на орбите типа “Молния” виден на всей территории СССР. Разместив на орбите три ИСЗ, можно поддерживать связь круглосуточно. Mozno i 2 ,esli wibrat orbitu tipa Molnija/ Tundra s apogeem 71 000 km i periodom obraschnija w w 2 raza bolsche chem y Molnija -24 chasa ###################################################################################### Lutsche konechno bolsche ( wisokie ygli elevazii 60 grad i bolee na schirotax tipa Mopskwa -Leningrad-Gorkij) -3,4 i bolee wisokja tochka perigeja ,chem 500 km y Molnii -8000 -10 000 km ( trudnee ispolzowat sistemi ASAT)
milstar: ORBITAL MECHANICS http://www.braeunig.us/space/orbmech.htm Orbital Elements To mathematically describe an orbit one must define six quantities, called orbital elements. They are Semi-Major Axis, a Eccentricity, e Inclination, i Argument of Periapsis, Time of Periapsis Passage, T Longitude of Ascending Node, Molniya orbits are highly eccentric Earth orbits with periods of approximately 12 hours (2 revolutions per day). The orbital inclination is chosen so the rate of change of perigee is zero, thus both apogee and perigee can be maintained over fixed latitudes. This condition occurs at inclinations of 63.4 degrees and 116.6 degrees. For these orbits the argument of perigee is typically placed in the southern hemisphere, so the satellite remains above the northern hemisphere near apogee for approximately 11 hours per orbit. This orientation can provide good ground coverage at high northern latitudes.
milstar: Rossii drugaja geografija chem y USA . Dlja USA ydobni sputniki na GEO orbitax No w wisokix schirotax wische 65 grad oni rabotajut ploxo 1. Ydalenie ix ne beskonechno ,poetomu elevazija = 0 grad na schirotax 81 grad 2. Bolee dolog put w atmosfere pri nizkix yglax elevazii Dlja chastot 20 -44 ghz i wische padenie dalnosti s neskoko raz Dlja 94 ghz Warlok pri yglax elevazii 0.4 grad na more dalnost padaet w 10-12 raz po srawneniju s yglom 30 grad W gorodax zelatelno imet ygol elevazii esche bolsche 60 grad(mnogochislennie otr. ot zdanij) Dlja Rossi bolee ydobna kombinazija iz sputnikow na GEO i WEO (molnija) Dlaj woennix sputnikow s orbitoj Molnija Perigej dolzen bit ywelichen s 500 km do 10 000-20 000 km (ASAT ) ************************************************************************ http://pribalt.info/karta/karta.php?id=66 Koordinati gorodow i morej ,gde operirujut PLARB Rossii ************************************************ *********************************************** Barenzewo - do 80° 00 N Murmansk - 68°58 N,33°05 E SPB - 59°57 N,30°19 E Kalingrad - 54°43 N,20°30 E Moskwa - 55°55 N,37°37 E Voronez - 51°40 N,39°12 E Gorkij - 56°19 N,44°00 E Saratov - 51°32 N,46°00 E Kazan - 55°47 N,49°06 E Samara - 53°11 N,50°07 E Orenburg - 51°46 N,55°06 E Perm - 58°00 N,56°14 E Orsk - 51°12 N,58°34 E Cheljabinsk - 55°09 N,61°24 E Tjumen - 57°09 N,65°32 E Xanti-Mansijk - 61°00 N,69°00 E Omsk - 54°54 N,73°23 E
milstar: *PRIVAT*
полная версия страницы