Спилкер Дж. Цифровая спутниковая связь (1979) (1152062), страница 26
Текст из файла (страница 26)
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. е.
как бы удерживался в определенной точке орбиты с заданной точностью. Если представить, что вращательного движения системы Земля — ИСЗ нет, то спутник будет дрейфовать в небольших пределах относительно определенной точки на геостационарной орбите. (Прим. ред.) 132 удержание спутника в направлении восток — запад необходимо для поддержация его долготы в заданных пределах. Без такого удержания будет иметь место средний суточный дрейф по долготе и эксцентриситету.
Вызывающие их 150 в уг 10 го го гб зг время (бна после 01. Од дф ускорения создаются гармоникой гы гравитационного поля Земли. На рис, 63 представлена зависимость необходимого для удержания в направлении восток— запад изменения скорости Ло от долготы спутника. Стабилизация ориентации спутника и выработка электроэнергии. Существует два основных метода стабилизации ориентацяьт космического летательного аппарата относительно Земли: Угол лонения Пяооность онбатороальной орбиты енна солнечная панель 0 10 00 1га 1б0 -1ба -100 -00 -00 О Долгота, град Рис. 6,3.
Коррекция скорости стационарного спутника в направлении восток — запад (2)8) Рис. блй Ориентация на орбите цилиндрического вращающегося спутника (43«): и — высота сиутиике; и — диаметр спут- ника стабилизация вращением, используемая на аппаратах с двойным вращением; трехосная стабилизация (стабилизация по трем осям), используемая на аппаратах с ориентацией корпуса.
Вти методы позволяют ориентировать бортовую антенну в сторону Земли, одновременно обеспечивая эффективный сбор солнечной энергии панелями солнечных элементов. В конструкции спутника с двойным вращением (рис. 6.4) используется вращающийся цилиндрический барабан, покрытый солнечными эленика с ментами. В качестве примера на рис. 6.6 представлен общий вид в разрезе спут- а с двойным вращением типа «Интелсат-1Ч». На вращапнцейся платформе ановлены ориентированные в сторону Земли антенны, соединенные с секцией, установл 133 Рис. б.2.
Месячный ход изменения угла наклонения орбиты стационарного спутника с использованием системы удержания в направлении север— юг — — и без нее — —— Небольшие колебеиии обуелоилеиы илмеиеиикми солнечного и луинаго иритижеииа 1218) кт ь ь ьь йь о ч. ьь ьь ьь П »ь ь $ ь 1Дб ь гбу ь ь 112 1,10 О .б вращающейся в обратном направлении. Соединительное механическое устройство противоврашения обеспечивает относительное движение и передачу сигналов и электроэнергии. Если солнечные панели смонтированы только на боковой поверхности цилиндрического корпуса, их выходная мощность убывает относитель- Рис. б.б.
Общий вид в разрезе спутника связи «Интелсат-1)7»: 1 — телечетрические и командные антенны; 2— гаситель нутаций; 3 — выходной дуплексор; 4— передний солнечный экран; 5 — преобразователь электропитания ЛЬВ; 5 — узел опорного аохшипника и вращающегося перехода цепей электропитания. 7 -.
баки с рабочим телоч (4 шт.); 3— запал и электрочагнитный клапан; 9 — радиальное сопло; 10 — датчик направления на Землю: 11 — электронная аппаратура управления противоврзщениеч; 12 — апогейный двигатель; Ы— осевые сопла; 14 — стыковочное устройство с ракетой-носителем; 15 — хвостовой тепловой экран; 15 — реактивный двигатель закрутки; 17 — солнечная панель; 13 — датчик направления на Солнце; 10 — контейнер аккумуляторных батарей; 20 — электронное оборудование унравлення электропнтаниеи (2 кочплекта); 21 — отсек ралиоэлектронного оборудования; Ю вЂ” радиоэлект.
ронпая аппаратура командно-телеметрической линии; 23 — волвовод; 24 — рупорная антенва теле гетрической линии; 25 — локальные узконаправленные связные антенны; 25 — перетающие н поисиные глобальные антенны: 27 — антенная мачта. Масса спутнииа па орбите равна 725 «г.
Две узконапоавленные антенны диаиетроч около О,э и бзориируют луч в С.диапазоне шириной в 4,5' 22 г( го 10 10 11 15 12 13 но максимума на 8,3з)а во время летнего и зимнего солнцестояния, когда угол Солнца равен 23,6'. Система ориентации по трем осям стабилизирует весь космический аппарат, поэтому все солнечные элеме(шы можно смонтировать нв плоских или почти плоских панелях, ориентированных иа Солнце (рис.
6.6). Максимальная мощ- ность солнечных лучей, перехватываемых слуш(иком с такой системой стабилиза- ции и с двумя плоскими панелями солнечных элементов, пропорциональна плв- щади А=2туЦ где Я7 — ширина, Ь вЂ” длина панели. Цилиндрическая поверх- ность спутника с двойным вращением, имеющая такую же площадь А=лг)Н (где () — диаметр, а Н вЂ” высота цилиндра), перехватывает лишь солнечную энергию, пропорциональную НН=А|п. Поэтому при трехосной стабилизации и ориентированных на Солнце плоских панелях необходимо в и риз меньше сол- нечных элементов, чем при стабилизации вращением, в следовательно, она более эффективна при больших уровнях мощности. На рис. 6.7 показано художественное изображение технологического спут- ника связи (СТ8), стабилизированного по трем осям. Каждая из солнечных па- нелей имеет размеры 6АХ(,2 м.
Мощность, развиваемая солнечными батареями, свыше 1000 Вт. Нз рис. 6.8 показаны оси рыскания (2), тангажа (У) и крена (Х) спутника с ориентацией корпуса, такой, как у спутника СТ8. Для каждой оси необходима своя отдельная система управления и бортовые реактивные дви- гатели или инерционные маховики. Мощность солнечных батарей космических аппаратов может быть в пределах от 1 кВт для спутников, стабилизированных вращением, до более 1О кВт для спутников, стабилизированных по трем осям, с ориентированными на Солнце солнечными панелями, Затенение спутника. Все стационарные спутники весной н осенью в течение нескольких часов суток 46-суточного интервала в периоды весеннего и осеннего равноденствия находятся в зоне тени Земли.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
