Спилкер Дж. Цифровая спутниковая связь (1979) (1151860), страница 26
Текст из файла (страница 26)
Таким образом, многое из сказанного выше об эффектах нелннейностей применительно к спутниковым ретрансляторам в полной мере относится к земным станциям. Расчеты линии даны для типичного канала спутниковой связи. При этом отношение мощности принимаемого сигнала к спектральной плотности шума Рс(й(а представлено как функция излучаемой мощности земной станции, излучаемой мощности спутника, коэффициента качества (добротности) земной станции (отношения усиления антенны к шумовой температуре приемной системы, 0|1) и потерь при распространении сигналов.
Отношение мощности принимаемого сигнала к спектральной плотности мощности шума можно затем преобразовать в отношение энергии сигнала на один элемент сообщения к спектральной плотности мощности шума Е,~л1о и связать с качеством цифровой передачи. Поскольку основное внимание в этой книге обращено на передачу сигналов в диапазоне СВЧ, то влияние многолучевого Распространения радиосигналов, оказывающее сильное влияние на связь с подвижными объектами в диапазонах ОВЧ и УВЧ, не Рассматриваются, за исключением весьма специального случая 5 — И6 129 сополосной помехи незамирающему сигналу, рассмотренного в третьей части книги.
Описаны методы многостанционного доступа с разделением сигналов по частоте и с разделением сигналов во времени, а также некоторые их варианты. Так, в качестве разновидности МДЧР рассмотрена система связи с одним каналом на каждой несущей (МДЧР-КН). Рассмотрены типичные форматы цикла передачи, характеристики системы и скорость передачи циклов при МДВР. Как высокоэффективный вариант МДВР описан метод многостанционного доступа с коммутацией сигналов на борту ИСЗ (МДВР-КС), при котором используются специальный спутниковый ретранслятор и многолучевые бортовые антенны. Глава 6 СВЯЗЬ ЧЕРЕЗ СТАЦИОНАРНЫЙ СПУТНИК вл. ВВЕДЕНИЕ В этой главе излагаются принципы систем спутниковой связи, тнрнменяющих спутники на геостационарной орбите.
Начнем с жраткого обсуждения орбит спутников и рассмотрим условия видимости спутника и геометрию системы с точки зрения наблюдателя, находящегося на земных станциях в различных точках поверхности Земли. Рассмотрим возможные преимущества много- лучевых бортовых антенн перед однолучевой антенной с глобальхгым охватом и их влияние на характеристики системы связи. Взаимные помехи в системе спутников и земных станций такэке должны быть рассмотрены. К ним относятся помехи, вызываемые боковыми лепестками диаграмм направленности антенн в соседних спутниках нли в аппаратуре земной станции.
Другие источники помех включают наземные радиорелейные линии: 'Солнце, когда его диск оказывается в пределах главного лепестка диаграммы направленности приемной антенны; нелинейные :продукты, возникающие в ретрансляторе или в аппаратуре земной станции, и др. Выбор рабочей частоты спутника зависит от многих факторов, ;включающих размеры и усиление антенн, выделенных полос час":тот, влияния на линию связи атмосферных осадков, затухания в .-атмосфере и ионосферных сцинтилляций, а также влияния раз.личных источников шума. В заключении главы даны расчеты отношения сигнал/шум на линии как для односигнального режима, так и для многостанционного доступа. Расчеты линии даны, чтобы показать, какая часть мощности спутника необходима для организации данной шифровой линии связи. 130 РВТРАНСЛЯЦИЯ СИГНАЛОВ СТАЦИОНАРНЫМИ СНУТНИКАМ5Г связи l I Т==а Ф'й Количество и тип спутников связи, которые должны применяться в спутниковой сети связи, зависят от требуемой зоны покрытия. Хотя три спутника на геостационарной орбите (рис.
0.)) Рис. бхй Схема Размеше- Оп занан ния трех спУтников связи ннройсиага писана (Сп) на геостационарной орбите для глобального покрытия: .и Ф;, 47. В(3 — восточное-западное 17,5' полушария Земли; для освеюевия всей видимой поверхности Земли ширина луча антенны спутииков 1 спзаны равна П,зч Редяус орби. 3 г, Л ШдаНШОЧССИОга ты, отсчитываемый от Неитрв Земли, ревев I 42)64 км.
т. с. сумме высоты орбиты ивд земной по. I верхиостью (35 786 ки) и / радиуса Земли (6376 км). Точиее, вквато- .12 6 Риальный Радиус Земли О))дань) (6378,!65 км) больше поляр- ИОГО (6356,785 км) пв 2),4 км гаиагаансапа и могут обеспечить глобальное покрытие (Зббю по экватору), более очевидным решением считается выбор четырех и более спутников и меньших интервалов между ними при построении глобальных систем связи. Это обусловлено необходимостью удовлетворения растущих потребностей в связи, обеспечения некоторого резервирования на орбите и расширения зоны обслуживания на более высоких широтах. Для национальных систем, которые должны обеспечить региональные покрытия территории одной или группы стран, требуется меньшее число спутников.
Однако в таких системах часто необходимо обеспечивать большую эффективно излучаемую мощность (ЭИМ) для того, чтобы можно было использовать недорогие земные станции и обеспечить большой. трафик. Имеется также возможность использования большого числа. спутников умеренной сложности, каждый из которых оснащен узконаправленными антеннами, а не малого числа более сложных спутников. На этот выбор могут влиять соображения первоначальной стоимости, резервирования, восполнения, срока службьг спутников на орбите и др. Поэтому размер зоны покрытия данной спутниковой системы не всегда определяет число используе" мых в ней спутников.
Орбиты спутников. Прежде чем приступить к рассмотрению геометрически~. соотношений применительно к характеристикам спутниковой системы связи, необходимо дать основные сведения об орбитах спутников. Период спутника на' аллнптической или круговой орбите вокруг Земли в секундах среднего солнечно- го времени (6. 1)1 где а — большая полуось орбиты (радиус круговой орбиты на рис. 6.1), )ь= =3,986 1О' кмз(сз — гравитационная постоянная Земли.
Скорость движения спутника по круговой орбите равна рг гх(г, где г — радиус орбиты. Период обращения синхронного спутника Земли равен одним сидерическим суткам, содержащим 24 сидерических часа. Сидерические (звездные) сутки определяются как время одного оборота 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 своей оси плюс дополнительную часть оборота, поскольку она также проходит за это же время еще 1/365 часть своего пути по орбите вокруг Солнца. Сидерические сутки, таким образом, меньше, чем 24 часа солнечных суток, и равны 23 ч 56 мин 04,09054 с среднего солнечного времени (29). Таким образом, из (6.1) радиус круговой геостационарной орбиты равен а =-(гг)хТ(2п) ~э=42164 км.
Удержание стационарного спутника в заданной точке орбиты '. Чтобы удержать спутник на геостационарной орбите, необходимо периодически производить коррекции его положения в направлении восток — запад, иначе он будет смещаться по долготе. Коррекции положения спутника в направлении север — юг также полезны для предотвращения дрейфа наклонения орбиты. Если коррекции положения спутника в направлениях север — юг и восток — запад производятся с помощью бортовых реактивных двигателей, можно снять требование автоматического сопровождения в антенной подсистеме, тем самым удешеввть земную станцию.
Такие коррекции положения спутника обычно производятся по командам главной земной станции, передаваемым на спутник. Причина дрейфа наклонения плоскости орбиты спутника главным образом— гравитационные притяжения Луны и Солнца. Влияние Луны сильнее солнечного приблизительно в 3 раза. Эти силы притяжения вызывают суточные колебания радиуса орбиты наряду с более значительным накапливающимся изменением наклонения плоскости.
Средняя скорость изменения наклонения в пределах 1970— 1980 гг, равна 0,85'(год 1218], если не производить коррекции, то нанлонение от 0' достигнет максимума, равного 14,6T, за 26,6 лет. Угол наклонения будет затем уменьшаться до 0' в течение такого же периода времени. Точные значения скорости изменения зависят от наклонения орбиты Луны относительно экваториальной плоскости Земли.
Спутник можно вывести на орбиту с малым начальным наклонением, чтобы свести к минимуму влияние дрейфа наклонения. Если линия восходящих узлов (линия, образованная пересечением плоскости орбиты с экваториальной плос. костью) выбрана надлежащим образом, то можно сделать так, что наклонение орбиты будет уменьшаться до нуля в первую половину срока службы спутника и возрастать до начального значения в течение второй половины. Такой метод дает удовлетворительные результаты для спутников с пятилетним сроком службы, у которых допустимые изменения угла наклонения составляют 2 — 3'. Если требуется более жесткий допуск на угол наклонения, например менее 2', то необходим какой-либо способ удержания спутника в направлении север— юг. Такое удержание обычно осуществляется посредством периодического включения небольших бортовых газовых реактивных двигателей.
Поэтому стоимость удержания спутника связи в основном определяется стоимостью выведения на орбиту дополнительного веса рабочего тела, необходимого в течение срока службы спутника. Для спутника массой 1360 кг необходимый суммарный им. пульс превышает ~6800 кг с/год. На рис. 6.2 представлен типичный дрейф угла наклонения при удержании спутника в направлении север — юг н без удержания. ' Имеется в виду поддержание параметров орбиты стационарного спутника такими, чтобы спутник все время находился над определенной точкой экватора с заданной точностью, т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
