Файл: Силяков В.А., Красюк В.Н. - Системы авиационной радиосвязи - 2004.pdf

111

5. АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ

РАДИОСВЯЗИ

5.1. Принципы построения авиационно-космических систем

радиосвязи

Спутниковыми системами связи (ССС) называются системы радио-

связи, включающие радиостанции (РС) пунктов, между которыми уста-
навливается связь, и ретрансляторы, расположенные на искусственных
спутниках Земли (ИСЗ). Линия связи между корреспондентами образу-
ется из двух радиолиний, соединяемых ретранслятором: линии вверх и
линии вниз. Главными элементами ССС являются ИСЗ с ретранслято-
ром  на борту, сеть земных станций (ЗС) и аппаратура многостанцион-
ного доступа, с помощью которой обеспечивается работа большого числа
земных станций  через один спутник [3, 6, 16, 17]. Земной называется
радиостанция космической службы радиосвязи, расположенная на по-
верхности Земли, либо в основной части земной атмосферы, в том чис-
ле на борту ЛА.

С увеличением высоты полета ИСЗ возрастает зона обслуживания

ретранслятором. Принципиально возможно создавать системы радио-
связи с пассивным и активным ИСЗ. При пассивной ретрансляции на
орбиту выводится какой-либо пассивный отражатель электромагнит-
ной энергии. При активной ретрансляции сигналы от наземного ра-
диопередатчика принимаются аппаратурой ИСЗ, усиливаются и ретранс-
лируются к приемнику корреспондента. Возможна либо непосредственная,
если оба пункта связи находятся в зоне одновременной видимости с ИСЗ,
либо задержанная ретрансляция, при которой принятая бортовой аппа-
ратурой при полете ИСЗ над одним из корреспондентов информация
передается второму во время нахождения его в зоне видимости спутни-
ка. Бортовая аппаратура авиационно-космических систем радиосвязи
(АКСР) с немедленной ретрансляцией представляет собой ретрансля-
тор с усилением на высокой или промежуточной частоте. Задержанная

112

ретрансляция позволяет осуществить дальнюю симплексную связь че-
рез ИСЗ, если пункты связи не находятся в зоне одновременной види-
мости с  ИСЗ. Оборудование ИСЗ в этом случае должно иметь устрой-
ство памяти.

Возможности АКСР в значительной мере определяются выбором ор-

бит, которые характеризуются следующими параметрами:

1) наклоном плоскости орбиты к плоскости экватора Земли, при этом

различают экваториальные орбиты (угол наклона равен нулю), поляр-
ные орбиты (угол наклона равен девяносто градусов), наклонные орби-
ты (любой другой угол наклона);

2) формой орбиты (круговая или эллиптическая);
3) высотой орбиты над поверхностью Земли.
 Движение ИСЗ вокруг Земли происходит в соответствии с закона-

ми Кеплера [6]. В соответствии с первым законом один из фокусов
эллиптической орбиты спутника или центр круговой орбиты должен
находиться в центре масс Земли. Поэтому ИСЗ может двигаться лишь
по такой орбите, плоскость которой обязательно проходит через центр
масс Земли, в частности, ИСЗ не может двигаться вдоль какой-либо
параллели земного шара, за исключением экватора (экваториальная
орбита).

Скорость 

V

 невозмущенного движения ИСЗ, обращающегося по кру-

говой орбите с радиусом 

r

, отсчитываемым от центра Земли, находится

из известной формулы равновесия силы тяготения 

2

F

kMm r

=

 и цент-

робежной силы 

2

F

mV

r

=

  и  определяется выражением

(

)

1 2

V

kM r

=

,

(5.1)

где 

8

6,67 10

k

−

=

×

 – постоянная  тяготения (см

3

/г

⋅

с

2

); 

27

5,974 10

M

=

×

–

масса Земли (г); 

m

– масса  ИСЗ (г); 

V

 – круговая скорость движения

ИСЗ (см/с).

Выражение для круговой скорости можно записать, используя значе-

ние круговой скорости  

V

0

 гипотетического спутника, движущегося по

круговой орбите с радиусом, равным экваториальному радиусу Земли

8

6, 4 10

R

=

×

. Тогда имеем

(

)

( )

1 2

1 2

5

0

7,9 10

V

kM R

R r

=

=

×

×

,  см/с.

(5.2)

113

Учитывая  (5.2) при измерении расстояния  в километрах, выраже-

ние  (5.1)  можно представить в виде

( )

1 2

630

V

r

=

, км/с .

(5.3)

Величину 

V

 называют первой космической скоростью, которая с уве-

личением  

r

 уменьшается.

Искусственный спутник, движущийся по круговой орбите с радиу-

сом 

r

,  имеет период обращения, равный 

кр

2

πr

T

V

=

. Для значения 

V

,

определяемого формулой (5.2), имеем 

2

3

кр

10

T

r

−

=

. Период  обраще-

ния гипотетического спутника, имеющего круговую орбиту с радиу-

сом, равным экваториальному радиусу Земли, равен 

0

84,48

Т

=

 мин.

По второму закону Кеплера радиус-вектор спутника в равные про-

межутки времени описывает  одинаковые
площади. Этот закон позволяет опреде-
лить скорость  движения ИСЗ по эллип-
тической орбите 

V

э

.  Параметрами такой

орбиты являются апогей – наибольшее
расстояние ИСЗ от Земли и перигей – наи-
меньшее расстояние ИСЗ от поверхности
Земли  (рис. 5.1).  Скорость 

V

э

 определя-

ется  по формуле

1 2

2

э

2

1 2 cos

θ

1

A

e

e

V

V

e





+

+

=





−





.      (5.4)

Здесь: 

V

к

 = 630 

× 

(

а

)

1/2

 – скорость дви-

жения спутника по круговой орбите с радиусом, равным большой по-
луоси эллиптической орбиты (рис. 5.3); е = (

L

A

 – 

L

П

)/2

a

 – эксцентриси-

тет эллиптической орбиты; 

θ 

– угол между направлениями из центра

Земли на перигей и точку положения 

ИСЗ

; 

L

A

 и 

L

П

 – расстояния от

центра Земли до апогея и перигея орбиты.

Для апогея орбиты значение 

cos

θ

1

= −

, для перигея, соответствен-

но, 

cos

θ 1

=

. Тогда  скорости ИСЗ в апогее и перигее  определяются

соотношениями

Перигей

Апогей

ИСЗ

V

к

Земля

L

П

L

А

2

a

θ

Рис. 5.1

114

(

) (

)

1 2

A

к

1

1

V

V

e

e

=

−

+









,

(

) (

)

1 2

П

к

1

1

V

V

e

e

=

+

−









,

(5.5)

из которых видно, что спутник имеет наименьшую скорость  в апогее и
наибольшую в перигее. Таким образом, скорость движения  антенны
земной радиостанции, следящей за ИСЗ с ретранслятором,  будет мини-
мальной на участке орбиты вблизи апогея.

В соответствии с третьим законом Кеплера, квадраты времени обра-

щения спутника пропорциональны кубам больших полуосей орбит.
Поэтому периоды обращения ИСЗ по эллиптическим орбитам с боль-
шой полуосью, равной 

a

, определяются  из формулы

(

)

3 2

эл

0

.

T

Т

а R

=

(5.6)

Рассмотренные периоды обращения ИСЗ называются звездными, или

сидерическими. Период обращения спутника, отсчитываемый наблю-
дателем, находящимся на Земле, зависит от орбиты и направления его
движения относительно Земли и не совпадает с сидерическим перио-
дом. Эти различия  максимальны для спутников, движущихся по эква-
ториальным орбитам. Период обращения синхронного спутника Земли
равен одним сидерическим суткам, содержащим 24 сидерических часа.
Сидерические (звездные) сутки определяются как время одного оборо-
та Земли вокруг своей оси относительно звезд. Этот интервал времени
несколько меньше, чем средние солнечные сутки (обычное время), так
как за одни солнечные сутки Земля совершает один оборот вокруг сво-
ей оси плюс дополнительную часть оборота, поскольку она  также про-
ходит за это же время еще 1/365 часть своего пути по орбите вокруг
Солнца. Сидерические сутки, таким образом,  меньше, чем 24 часа сол-
нечных суток, и равны 23 ч 56 мин 04,09054 с, среднего солнечного
времени.

Зависимость сидерического и наблюдаемых периодов от высоты ор-

биты спутника, синхронно движущегося по круговой экваториальной
орбите в направлении запад-восток (в сторону движения Земли), при-
ведена в табл. 5.1.

115

Спутник, движущийся по экваториальной орбите с высотой около

36000 км в сторону вращения Земли, для наблюдателя кажется непод-
вижным. Такая орбита называется геостационарной.

Радиус круговой геостационарной орбиты, отсчитываемый от цент-

ра Земли, равен 42164 км, т. е. равен сумме высоты орбиты над земной
поверхностью (35786 км) и радиуса Земли 

R

 = 6378 км. Три спутника,

движущиеся синхронно по геостационарной орбите и расположенные в
углах равностороннего треугольника (рис. 5.2), могут обеспечить ра-
диосвязью подавляющую часть территории земного шара [6,16]. Спут-
никовые антенны для покрытия всей поверхности Земли с геостацио-
нарной орбиты имеют ширину диаграммы направленности 17,3°.
Спутник находится в поле зрения земных станций, расположенных на
экваторе, смещенных до ± 81° по долготе относительно подспутнико-
вой точки и  земных станций, смещенных до ± 81° по широте точно на
север или юг от подспутниковой точки.

17,3°

ИСЗ от зоны

Индийского океана

ИСЗ от зоны

Тихого

океана

ИСЗ от зоны

Атлантического

океана

Земля

Рис. 5.2

    Таблица 5.1

Высота орбиты (км)

Период (часов)

сидерический

наблюдаемый

1600

2,0

2,2

10000

6,0

8,0

14000

8,0

12,0

16000

9,3

16,3

36000

24,0

Бесконечность