Pada 23 April 1965, satelit komunikasi domestik pertama "Molniya-1" diluncurkan ke orbit elips tinggi, yang menandai pembentukan komunikasi radio satelit di negara kita. Hampir bersamaan, satelit komunikasi komersial pertama Intelsat-1 diluncurkan ke orbit geostasioner di Amerika Serikat.
Dengan demikian, gagasan peningkatan tajam dalam jangkauan komunikasi radio diwujudkan karena lokasi repeater yang tinggi di atas permukaan bumi, yang memungkinkan untuk memberikan visibilitas radio simultan dari stasiun radio yang terletak di berbagai titik di wilayah yang luas. . Keuntungan dari sistem komunikasi satelit (SS) adalah bandwidth yang tinggi, globalitas operasi dan kualitas tinggi komunikasi.
Konfigurasi sistem SS tergantung pada jenis satelit bumi buatan (AES), jenis komunikasi dan parameter stasiun bumi. Untuk konstruksi sistem SS digunakan terutama tiga jenis satelit(Gambar 9.1) - di orbit elips tinggi (HEO), orbit geostasioner (GSO) dan orbit ketinggian rendah (LVO). Setiap jenis satelit memiliki kelebihan dan kekurangannya masing-masing.
Satelit domestik tipe "Molniya" dengan periode orbit 12 jam, kemiringan 63 °, ketinggian puncak di atas belahan bumi utara 40 ribu km dapat berfungsi sebagai contoh satelit dengan HEO. Pergerakan satelit di area apogee melambat, sedangkan durasi visibilitas radio adalah 6 ... 8 jam. jenis ini AES adalah area layanan besar yang mencakup sebagian besar belahan bumi utara. Kerugian dari HEO adalah kebutuhan untuk melacak antena untuk satelit yang bergerak perlahan dan mengarahkannya kembali dari satelit yang masuk ke satelit yang naik.
Orbit yang unik adalah GSO - orbit melingkar dengan periode orbit satelit 24 jam, terletak di bidang khatulistiwa, dengan ketinggian 35875 km dari permukaan bumi. Orbitnya sinkron dengan rotasi Bumi, sehingga satelit menjadi stasioner relatif terhadap permukaan bumi... Keuntungan dari GSO: area layanan sekitar sepertiga dari permukaan bumi, tiga satelit cukup untuk komunikasi hampir global, antena stasiun bumi praktis tidak memerlukan sistem pelacakan. Namun, di lintang utara, satelit terlihat pada sudut kecil ke cakrawala dan sama sekali tidak terlihat di daerah sirkumpolar.
Bidang orbit dataran rendah condong ke bidang ekuator (orbit kutub dan kuasi-kutub) dengan ketinggian sekitar 200..2000 km di atas permukaan bumi. Peluncuran satelit ringan ke orbit rendah dapat dilakukan dengan menggunakan peluncur murah.
Prinsip penerapan sistem komunikasi dengan menggunakan satelit bumi buatan ditunjukkan pada Gambar 9.2. Di sini, melalui a dan b, stasiun bumi (ES) ditunjuk, di mana komunikasi terjalin, dan garis lurus dan, bersinggungan dengan permukaan bumi pada titik a dan b, adalah garis cakrawala dari titik-titik ini. Oleh karena itu, satelit AES 1 yang bergerak dalam orbit MN dapat diamati secara simultan dari stasiun a dan b ketika bergerak di sepanjang segmen orbit u. Akibatnya, osilasi elektromagnetik yang dipancarkan oleh sistem antena ZP pada titik a dalam arah AES 1 dapat diterima oleh peralatan radio satelit dan, setelah amplifikasi dan konversi frekuensi, diarahkan ke Bumi, di mana mereka akan diterima. oleh antena ZP di titik b. Antena AP harus selalu berorientasi ke satelit. Oleh karena itu, ketika satelit bergerak, antena harus berputar, melakukan "pelacakan" terus menerus dari pergerakan satelit di luar angkasa.
Sistem komunikasi radio dengan peralatan terpasang disebut sistem dengan relai sinyal aktif atau sistem dengan satelit aktif.
Mari kita perhatikan diagram struktural komunikasi dupleks antara ES yang terletak di titik a dan b dengan transmisi ulang sinyal aktif (Gambar 9.3). Di sini, pesan C 1 diumpankan ke modulator M dari stasiun 3S a, sebagai akibatnya modulasi osilasi dengan frekuensi pembawa f 1 dilakukan. Getaran dari pemancar P ini diumpankan ke antena A a1 dan dipancarkan ke satelit, di mana getaran tersebut diterima oleh antena terpasang A dari repeater. Kemudian osilasi dengan frekuensi f 1 diumpankan ke filter crossover (RF), diperkuat oleh penerima Pr 1, diubah menjadi frekuensi f 2, dan diumpankan ke pemancar P 1. Dari keluaran pemancar, osilasi dengan frekuensi f 2 diumpankan melalui RF ke antena terpasang A dan dipancarkan ke Bumi. Osilasi ini diterima oleh antena A b2 oleh stasiun ZS b, diumpankan ke penerima (Pr) dan detektor (Det), pada output di mana pesan C1 dialokasikan. Transmisi dari ZS b ke stasiun ZS a dari pesan C 2 terjadi pada frekuensi f 3 dengan cara yang sama, dan repeater onboard mengubah osilasi dengan frekuensi pembawa f 3 menjadi osilasi dengan frekuensi f 4.
Metode lain dapat diusulkan untuk mengirimkan pesan, di mana tidak ada peralatan radio di atas satelit. Dalam hal ini, sinyal yang dikirim dari titik A dipantulkan oleh permukaan satelit 1 menuju Bumi (termasuk titik b) tanpa amplifikasi awal. Oleh karena itu, sinyal yang diterima oleh stasiun b akan jauh lebih lemah dibandingkan dengan adanya peralatan onboard. Sebagai satelit pasif dapat digunakan sebagai reflektor khusus dari berbagai bentuk (dalam bentuk balon bola, polihedron volumetrik, dan lainnya), dan satelit alami Bumi - Bulan. Kapasitas sistem komunikasi tersebut pada tingkat teknologi saat ini tidak melebihi dua atau tiga pesan telepon.
Dalam hal satelit 2 AES bergerak pada orbit m – n (Gambar 9.2) dengan ketinggian yang sangat rendah sehingga tidak dapat diamati secara bersamaan oleh antena stasiun ZS a dan ZS b (ketinggian orbit berada di bawah titik perpotongan dari garis horizon dan), dan oleh karena itu sinyal yang diterima peralatan onboard pada AES 2 tidak dapat segera ditransmisikan ke stasiun b. Operasi sistem dalam hal ini dapat disusun sebagai berikut: AES 2, terbang di atas ZS dan menerima pesan yang, setelah amplifikasi, diumpankan ke peralatan memori bot (misalnya, direkam pada tape recorder). Kemudian, ketika AES 2 terbang di atas ZS b, ia terhubung ke pemancar bot dan informasi yang diterima dari ZS a ditransmisikan. Pemancar dapat dihidupkan dengan menerapkan sinyal perintah khusus yang dipancarkan oleh ZS b pada saat satelit muncul di zona visibilitas stasiun ini, atau dengan bantuan perangkat lunak bot yang memperhitungkan kecepatan satelit di orbit, ketinggian dan jarak antara stasiun. Sistem seperti ini disebut sistem komunikasi memori atau sistem relai tunda. Sistem dengan relai sinyal aktif, tergantung pada ketinggian orbit dan jarak antar stasiun, dapat diimplementasikan sebagai sistem dengan relai sinyal instan (tidak tertunda) (sistem waktu nyata) dan sebagai sistem dengan relai tertunda.
Yang menarik adalah orbit geostasioner - orbit melingkar yang terletak di bidang ekuator (i = 0) dan terletak pada jarak sekitar 36.000 km dari permukaan bumi. Dalam kasus ketika arah pergerakan satelit di orbit seperti itu bertepatan dengan arah rotasi Bumi, satelit akan diam relatif terhadap pengamat bumi (satelit geostasioner). Fitur ini, serta fakta bahwa satelit terletak pada jarak yang sangat jauh dari Bumi, mengarah pada keuntungan penting berikut dari komunikasi melalui satelit geostasioner: pertama, menjadi mungkin untuk mengirim dan menerima sinyal menggunakan sistem antena tetap (yang adalah, lebih sederhana dan lebih murah daripada seluler) dan, kedua, implementasi komunikasi terus menerus sepanjang waktu di area yang sama dengan sekitar sepertiga permukaan bumi. Namun, melalui satelit geostasioner sulit untuk berkomunikasi dengan daerah sirkumpolar yang terletak pada garis lintang di atas 75º… 78º, karena hal ini secara signifikan meningkatkan kebisingan pada input penerima terestrial.
Di negara kita, satelit komunikasi seperti "Raduga" dan "Horizon" telah dimasukkan ke orbit geostasioner.
Ketika satelit bergerak di sepanjang orbit lain (bukan geostasioner), satelit akan bergerak relatif terhadap pengamat di darat. Dalam hal ini, perangkat antena bergerak dan peralatan khusus diperlukan untuk melacak dan mengarahkan antena ke satelit yang bergerak. Sistem komunikasi dengan satelit bergerak, dengan pilihan orbit yang sesuai, memungkinkan komunikasi dengan wilayah mana pun dunia, termasuk yang kutub. Saat menggunakan satelit bergerak, komunikasi antara stasiun yang terletak di titik a dan b (Gambar 9.2) hanya dapat dilakukan selama satelit bergerak di sepanjang orbit.
Memastikan komunikasi berkelanjutan jangka panjang di orbit yang relatif rendah hanya dimungkinkan dengan peningkatan jumlah satelit (Gambar 9.4, a) Dalam hal ini, dua antena (A1 dan A2) harus dipasang di setiap stasiun bumi, yang dapat mentransmisikan dan menerima sinyal menggunakan salah satu satelit, misalnya AES 1, yang terletak di zona komunikasi timbal balik. Ketika AES 1 meninggalkan area ini, komunikasi akan terjadi melalui AES 2 menggunakan antena A 2. Ketika AES 2 meninggalkan zona, transmisi dan penerimaan sinyal harus dilakukan melalui AES 3 dan antena A 1 yang ditujukan ke satelit ini, dan seterusnya. Untuk mendapatkan komunikasi yang berkesinambungan antara stasiun a dan b, jarak antara satelit tetangga harus lebih kecil dari zona. Jumlah satelit dengan metode ini tergantung pada jarak antara titik komunikasi dan parameter orbit.
Saat menggunakan satelit, sinyal dapat diteruskan tidak hanya melalui satu, tetapi juga melalui beberapa satelit. Dalam hal ini, dalam kasus orbit rendah, untuk transmisi sinyal kontinu di stasiun bumi, perlu memiliki dua antena.
Gambar 9.4, b menunjukkan satelit yang bergerak searah jarum jam sepanjang satu orbit rendah, sebagian diperlihatkan sebagai busur mn. Sinyal dari stasiun a melalui antena A 1 memasuki AES 4 dan ditransmisikan kembali melalui AES 3, AES 2, AES 1 ke antena penerima A 1 dari stasiun b. Jadi, dalam hal ini, antena A1 dan segmen orbit yang berisi AES 4 - AES 1 digunakan untuk transmisi ulang sinyal. Ketika AES 4 meninggalkan zona di sebelah kiri garis horizon, transmisi dan penerimaan sinyal akan dilakukan melalui antena A 2 dan segmen yang berisi AES 5 - AES 2. Kemudian transmisi dan penerimaan sinyal akan dilakukan oleh antena A1 dan segmen yang terdiri dari satelit AES 6 – AES 3 dan seterusnya.
Gambar 9.4. Sistem komunikasi dengan beberapa satelit
Penggunaan satelit yang bergerak di orbit ketinggian rendah menyederhanakan peralatan stasiun bumi, karena dalam hal ini dimungkinkan untuk mengurangi penguatan antena bumi, kekuatan pemancar dan bekerja dengan penerima yang memiliki suhu kebisingan setara yang sedikit lebih tinggi daripada di kasus satelit geostasioner. Namun, dalam hal ini, jumlah satelit meningkat, dan kontrol pergerakannya di orbit diperlukan.
Kasus penggunaan lain untuk menyampaikan sinyal dari beberapa satelit ditunjukkan pada Gambar 9.4, c. Dalam hal ini, dari salah satu kelompok satelit yang bergerak dalam orbit yang sama, misalnya AES 4, sinyal yang dipancarkan oleh A 1 dari stasiun "a" direlai ke satelit geostasioner AES d, dan kemudian diterima oleh antena A dari stasiun "b". Ketika AES 4 meninggalkan area di sebelah kiri garis horizon, komunikasi berkelanjutan antara stasiun "a" dan AES r akan dilakukan melalui antena A2 dan AES 5, kemudian melalui A1 dan AES 6, dan seterusnya. Dalam hal ini, di stasiun "b" cukup hanya memiliki satu antena yang diarahkan ke satelit kota Moskow.
Karena satelit dapat diamati dari area yang luas di permukaan bumi, dimungkinkan untuk melakukan komunikasi antara beberapa ES melalui satu satelit umum. Dalam hal ini, satelit “tersedia” untuk banyak stasiun bumi, oleh karena itu sistem ini disebut sistem multiple access (MD). Dalam sistem MD, baik komunikasi sirkular antar stasiun (transmisi pesan dari satu stasiun ke beberapa stasiun) dan komunikasi dupleks simultan antara semua ES menggunakan satu repeater on-board umum yang terletak di satelit dapat diatur. Sistem komunikasi melalui satelit dengan MD terdiri dari beberapa stasiun bumi yang terletak di zona komunikasi timbal balik melalui satelit dan menggunakan repeater umum pada satelit untuk komunikasi satu sama lain atau untuk komunikasi satu stasiun dengan beberapa stasiun dalam kombinasi apa pun (Gambar 9.5). Perhatikan bahwa dalam sistem dengan MD, komunikasi simultan juga dapat diatur tidak dengan semua stasiun, tetapi hanya dengan sekelompok stasiun. Dalam hal ini, disarankan untuk menggunakan antena onboard dengan pola radiasi sempit (gain tinggi). Antena tersebut dikendalikan dari tanah dan dapat diarahkan ke kelompok stasiun yang diinginkan. Versi lain dari sistem ini adalah mengalihkan peralatan onboard ke satu atau lain antena onboard, yang memiliki arah tetap ke titik-titik tertentu di permukaan bumi. Saluran komunikasi yang diatur melalui satelit antara stasiun bumi dari sistem MD dapat dibagi menjadi dua kelompok:
- saluran-saluran permanen (tetap) yang dimaksudkan untuk komunikasi hanya antara stasiun-stasiun bumi tertentu;
- saluran non-permanen (tidak tetap), sementara diatur antara stasiun yang berbeda, tergantung pada kebutuhan konsumen.
Jelas, saluran kelompok pertama memungkinkan komunikasi langsung kapan saja; saluran dari kelompok kedua untuk organisasi komunikasi memerlukan prosedur tertentu, mirip dengan yang khas untuk komunikasi telepon kota biasa. Sebelum mentransfer pesan melalui saluran grup kedua, perlu: untuk mendapatkan informasi tentang keberadaan saluran gratis di sistem (yaitu, untuk menerima konfirmasi akses ke sistem komunikasi - dalam pertukaran telepon otomatis ini sesuai dengan nada panjang); tekan alamat (nomor) koresponden yang diperlukan; pastikan saluran tersebut gratis untuk koresponden (yaitu, untuk mendapatkan akses ke koresponden).
Jelas, dalam sistem dengan saluran tetap, karena fakta bahwa beberapa saluran akan digunakan pada interval waktu tertentu, jumlah saluran harus lebih besar daripada di sistem dengan saluran bebas. Dengan demikian, sistem dengan saluran tidak tetap lebih efisien, tetapi mereka juga memiliki kelemahan: pertama, waktu tambahan diperlukan untuk membangun komunikasi (Anda perlu menemukan saluran bebas dan menggunakan sinyal panggilan dan alamat untuk melakukan peralihan yang diperlukan) dan, kedua , ada kemungkinan penolakan untuk membuat koneksi langsung ke sistem.
Dengan segala jenis saluran komunikasi (tetap atau tidak tetap), pesan dan trunk multicast, unicast dan campuran dapat dibuat.
Dalam konstruksi multicast pesan multicast, setiap stasiun bumi memancarkan satu trunk, di mana pesan multicast ditransmisikan, dimaksudkan untuk diterima oleh semua stasiun bumi. Batang yang dipancarkan oleh semua ES, setelah melewati repeater onboard, diterima di setiap ES. Setelah demodulasi, bagian-bagian dari pesan grup yang ditujukan hanya untuk ES ini diekstraksi dari masing-masing trunk. Alokasi ini dilakukan baik berdasarkan alamat stasiun ini, yang ditransmisikan sebelum pesan, (dengan saluran yang tidak ditetapkan), atau dengan persetujuan sebelumnya tentang lokasi saluran yang dimaksudkan untuk ES ini dalam pesan grup yang ditransmisikan (dengan saluran tetap).
Jelas, dengan konstruksi multicast pesan grup di batang HF, setiap ES harus menerima n-1 batang, di mana n adalah jumlah ES. Jadi, dalam hal ini, perangkat transmisi yang relatif sederhana diperoleh, tetapi peralatan penerima ES sangat rumit.
Dalam kasus konstruksi unicast, setiap ES menghasilkan pesan grupnya sendiri dan trunk HF-nya sendiri, di mana setiap stasiun pemancar menempati jumlah saluran yang sesuai. Dengan demikian, setiap stasiun menempati sejumlah saluran dalam n-1 batang yang melewati repeater, yang masing-masing didedikasikan hanya untuk satu stasiun bumi tertentu. Dalam hal ini, di setiap stasiun, perlu untuk menerima dan mendemodulasi hanya satu batang yang ditujukan untuk stasiun itu. Jelas bahwa peralatan transmisi lebih rumit daripada yang menerima.
Dengan pembentukan campuran poros, pembentukan poros multicast dilakukan di setiap stasiun bumi, dan transisi dari pembentukan poros multicast ke unicast dilakukan pada repeater, yaitu, saluran diatur ulang. Jadi, dengan konstruksi batang campuran, diperoleh penyederhanaan baik peralatan penerima dan pemancar stasiun bumi, tetapi peralatan repeater menjadi lebih rumit.
Ada tiga metode utama untuk membagi saluran komunikasi umum: dalam frekuensi (PD), dalam waktu (BP), dan melalui sinyal yang berbeda bentuknya (pembagian kode saluran).
Gambar 9.6. Akses ganda dengan pembagian frekuensi (a) dan waktu (b)
Akses Ganda Divisi Frekuensi (FDMA).
Dalam hal ini, frekuensi pembawa tertentu (f 1, f 2, ..., f n) dialokasikan untuk setiap trunk (yaitu, untuk setiap stasiun). Jarak antara sepasang pembawa yang berdekatan dipilih sedemikian rupa sehingga kemungkinan saling tumpang tindih spektrum selama modulasi dikecualikan (Gambar 9.6, a). Perhatikan bahwa FDMA paling sederhana diimplementasikan ketika modulasi frekuensi osilasi dilakukan di stasiun bumi oleh pesan multisaluran dengan pembagian frekuensi saluran telepon (disingkat sebagai sistem FDF FM FDMA). Jadi, dalam sistem ini, sinyal kompleks tiba di input repeater, yang merupakan sistem n sinyal harmonik termodulasi frekuensi yang merupakan frekuensi pembawa semua ES. Lewatnya sinyal yang begitu kompleks melalui repeater on-board yang umum, yang merupakan perangkat non-linear, mengarah pada fenomena yang tidak diinginkan berikut:
1) terjadinya crosstalk;
2) penekanan sinyal dari stasiun-stasiun bumi tersebut (yaitu, batang-batang itu), yang levelnya pada input repeater karena alasan tertentu (misalnya, karena fading), akan lebih rendah daripada level sinyal stasiun lain . Penekanan ini bisa sampai 6 dB. Untuk menghilangkan fenomena ini, diperlukan pemantauan dan penyesuaian tingkat sinyal yang dipancarkan dari setiap stasiun bumi. Penyesuaian tersebut dapat dilakukan secara otomatis dengan membandingkan level sinyal yang diterima dari transponder dari poros yang berbeda (stasiun;
3) terjadinya crosstalk antara trunk dan penurunan daya keluaran repeater karena nonlinier dari karakteristik amplitudo tahap repeater yang umum untuk semua trunk yang diterima dari stasiun bumi. Penurunan daya output disebabkan oleh munculnya produk nonlinier, yang mengkonsumsi sebagian daya repeater.
Fenomena ini mengarah pada fakta bahwa dengan nilai tertentu dari kebisingan transien di saluran telepon dengan peningkatan jumlah stasiun bumi, yaitu, dengan peningkatan jumlah batang (pembawa) secara bersamaan diperkuat oleh repeater, perlu untuk mengurangi jumlah pesan telepon yang dikirimkan pada setiap operator. Oleh karena itu, semakin banyak stasiun yang termasuk dalam sistem FDMA, semakin sedikit pesan telepon yang dapat ditransmisikan. Perhitungan dan pengujian sistem nyata menunjukkan bahwa repeater yang mampu mentransmisikan 700 saluran telepon pada satu operator di FM FM, dalam kasus 8 stasiun yang beroperasi di sistem FM FM FDMA, dapat mengirimkan 30 saluran pada setiap operator, yaitu, tidak lebih dari 8 30 = 240 saluran (mengurangi throughput hampir 3 kali lipat). Saat mengoperasikan 16 stasiun dalam sistem PD, FM FDMA, tidak lebih dari sepuluh pesan telepon dapat dikirimkan pada setiap operator. Jadi, dibandingkan dengan throughput asli adalah 23%. Namun, dengan mode operasi ini, ketika menggunakan fitur statistik dari pesan telepon yang ditransmisikan pada operator yang berbeda, ada peluang baru untuk meningkatkan throughput repeater. Jika selama jeda antara kata, frasa, dan selama keheningan pelanggan dalam sistem seperti itu, menekan radiasi pemancar terestrial pada frekuensi pembawa, ini akan secara signifikan mengurangi beban repeater dan akan meningkatkan throughput sebesar 3 ... 4 kali. Ingatlah bahwa penekanan pembawa seperti itu digunakan dalam konstruksi peralatan untuk pemisahan frekuensi: pada output konverter individu, tingkat osilasi dengan subcarrier cenderung dibuat sekecil mungkin.
Metode FDMA yang ditekan digunakan dalam sistem Spade yang diimplementasikan dalam sistem internasional Intelsat. Dalam sistem ini, setiap pesan telepon diubah menjadi sinyal PCM delapan bit (64 kbps) dan ditransmisikan pada pembawa RF terpisah menggunakan metode PM empat fase. Pita frekuensi yang ditempati oleh satu saluran telepon adalah 38 kHz, interval penjaga f prote = 7 kHz (Gambar 9.6, a). Sistem yang dijelaskan menyediakan transmisi dalam satu barel dengan lebar 36 MHz dari 800 saluran tidak tetap.
Peralatan domestik "Gradient N" juga menggunakan FDMA, di mana setiap pesan telepon ditransmisikan pada operator terpisah oleh FM dengan penyimpangan frekuensi puncak yang sesuai dengan tingkat pengukuran yang sama dengan 30 kHz. Jumlah operator di bagasi adalah 200, jarak antara operator yang berdekatan adalah 160 kHz. Dalam "Grup" peralatan domestik, jumlah operator adalah 24; jarak antara mereka adalah 1,35 MHz. Modulasi frekuensi dalam versi peralatan ini dilakukan oleh grup 12 saluran standar (spektrum 12..60 kHz) dengan deviasi frekuensi efektif 125 kHz. Jadi, jumlah pesan telepon yang dikirim adalah 24 · 12 = 288.
Akses ganda pembagian waktu (TDMA).
Dalam hal ini, pekerjaan stasiun bumi melalui repeater dilakukan secara bergantian. Oleh karena itu, semua stasiun dapat beroperasi pada frekuensi pembawa yang sama dan harus memiliki sistem sinkronisasi umum yang memastikan pengaktifan dan penonaktifan pemancar secara berurutan.
Gambar 9.6, b menunjukkan siklus operasi sistem TDMA, terdiri dari tiga stasiun - 1, 2 dan 3. Selama interval waktu , yang disebut bingkai stasiun, setiap stasiun memancarkan osilasi frekuensi pembawa yang dimodulasi oleh pesan yang datang dari peralatan pemisahan ; melalui 3 interval waktu pelindung dilambangkan, yang mencegah aktivasi simultan dari dua stasiun bumi, dan melalui T c - siklus transmisi. Varian yang dijelaskan mengacu pada kasus operasi sinkron stasiun bumi. Sistem sinkronisasi, yang dapat dilakukan pada nada pilot, harus memperhitungkan perbedaan jarak antara satelit dan masing-masing stasiun bumi. Biasanya sistem dengan TDMA bekerja dengan satelit geostasioner, karena sulit untuk melakukan sinkronisasi saat menggunakan satelit bergerak, karena dalam hal ini jarak antara satelit dan stasiun bumi akan bervariasi. Dalam kasus TDMA, opsi yang paling memungkinkan adalah menggunakan PCM dengan modulasi fase pembawa (disingkat PCM PM FDMA). Gambar 9.7 menunjukkan siklus rinci sistem TDMA sebagai contoh. Dari gambar terlihat bahwa selama setiap frame tidak hanya pesan yang dikirim melalui telepon dan saluran komunikasi layanan yang ditransmisikan dari stasiun, tetapi juga beberapa sinyal khusus. Ini termasuk: sinkronisasi, sinyal panggilan dan pengalihan (SViK), sinyal alamat (CA) dan sinyal pilot (PS). Perhatikan bahwa SViK terdiri dari sinyal sinkronisasi osilator referensi dengan penerimaan koheren (SCS), sinyal sinkronisasi bingkai (DS), sinyal yang diperlukan dalam sistem dengan PCM untuk sinkronisasi jam (TC), dan sinyal yang menyediakan panggilan pelanggan dan pengalihan sirkuit (CC) ...
Bagian informasi dari bingkai adalah sekitar 85 ... 90% dari panjang penuh bingkai.
Sistem dengan TDMA memiliki sejumlah keunggulan dibandingkan FDMA:
1) daya pulsa perangkat transmisi dari stasiun tertentu tidak tergantung pada kondisi operasi stasiun lain dan tidak memerlukan penyesuaian, karena tidak ada saling penekanan sinyal;
2) semua stasiun pemancar bumi dapat beroperasi pada satu frekuensi pembawa, dan menerima yang lain, yang menyederhanakan pembangunan stasiun;
3) pemancar repeater beroperasi dalam mode daya maksimum; pada saat yang sama, tidak ada interferensi timbal balik antara sinyal yang direlai.
Kerugian dari sistem dengan TDMA termasuk kompleksitas sistem sinkronisasi stasiun dan terjadinya gangguan ketika sinkronisasi operasi setidaknya satu stasiun terganggu.
Perbandingan berbagai jenis MD dalam hal throughput untuk nilai noise yang diberikan pada output saluran dan daya repeater terbatas menunjukkan bahwa TDMA memiliki keunggulan yang jelas dibandingkan FDMA.
Prinsip MDVR diimplementasikan dalam peralatan domestik MDVU-40, yang memungkinkan untuk melakukan laju transmisi aliran digital di bagasi AES sama dengan 40 Mbit / s. Sistem ini menggunakan OFM-4.
9.2. Fitur transmisi sinyal di luar angkasa
Penundaan sinyal.
Jarak yang jauh dari jalur komunikasi antara stasiun bumi dan repeater di satelit menyebabkan penundaan sinyal. Ini ditentukan oleh fakta bahwa dibutuhkan waktu bagi sinyal untuk menempuh jarak, m:
dimana adalah panjang jalur komunikasi dari ES yang terletak di titik "a", melalui IZS ke ES yang terletak di titik "b" (Gambar 4.1.2); s = 3 · 10 8 m / s - kecepatan cahaya; H adalah jarak dari satelit ke permukaan bumi. Dari sini dapat disimpulkan bahwa pada H = 36000 km (yaitu, dalam kasus satelit geostasioner), penundaan akan menjadi sekitar 250 ms. Penundaan sinyal selama transmisi percakapan telepon dupleks menyebabkan munculnya jeda paksa dalam percakapan, hilangnya "kontak" antara pelanggan, yaitu membatasi kealamian percakapan.
Gema.
Penundaan sinyal menyebabkan munculnya sinyal gema, terlihat oleh pelanggan, yang timbul dari transisi dari sirkuit komunikasi empat kabel ke sirkuit dua kabel karena ketidaksempurnaan sistem diferensial. Sinyal gema muncul dalam bentuk mendengarkan percakapan oleh pelanggan, tertunda dengan waktu yang sama dengan dua kali waktu rambat sinyal antara pelanggan. Mempertimbangkan (9.1)
Sinyal gema terutama terlihat pada nilai t echo yang besar. Untuk sistem komunikasi yang menggunakan satelit yang bergerak dalam orbit dengan km (yaitu, untuk satelit geostasioner) t gema 500 ms. Dalam kasus ini, redaman sinyal gema harus dipastikan ke nilai yang sama dengan sekitar 60 dB relatif terhadap level sinyal yang diinginkan. Atenuasi sinyal gema yang diperlukan dilakukan dengan menggunakan penekan gema.
Efek Doppler.
Salah satu ciri sistem komunikasi melalui satelit adalah munculnya efek Doppler disebabkan oleh pergerakan satelit relatif terhadap ES. Mari kita tunjukkan dengan r bahwa komponen kecepatan gerakan AES, yang bertepatan dengan jalur komunikasi radio AES - ES, dan kami setuju untuk mempertimbangkan nilai r negatif dalam kasus penurunan jarak antara AES dan ES dan positif dengan peningkatan jarak ini.
Diketahui bahwa ketika sumber sinyal bergerak dengan kecepatan ± r, frekuensi osilasi yang diterima f berhubungan dengan frekuensi osilasi yang dipancarkan f 0 dengan rasio
. (9.3)
Di sini c adalah kecepatan cahaya.
Biasanya, kondisi r / c<< 1, поэтому при движении источника сигнала в сторону приемника
... Oleh karena itu perubahan frekuensi yang disebabkan oleh efek Doppler
Efek Doppler akan paling menonjol dalam sistem komunikasi yang menggunakan orbit non-geostasioner (dalam sistem Molniya di bagian kerja orbit). Dalam sistem komunikasi dengan satelit geostasioner, efek Doppler dapat terjadi ketika mengoreksi posisi satelit di orbit.
Perhatikan bahwa, sesuai dengan (9.4), efeknya tidak hanya menyebabkan perubahan frekuensi osilasi yang dipancarkan, dan karenanya frekuensi pembawa, tetapi juga menyebabkan deformasi spektrum pesan yang ditransmisikan. Jadi, jika modulasi dilakukan oleh osilasi dengan frekuensi F, osilasi yang diterima pada keluaran detektor, dengan memperhitungkan efek Doppler, akan memiliki frekuensi 
... Oleh karena itu, ketika memodulasi dengan osilasi dengan frekuensi F 1 = 1 kHz dan F 2 = 10 4 kHz pada keluaran detektor pada kita memperoleh frekuensi masing-masing Hz dan Hz. Oleh karena itu, pertama, frekuensi atas dalam spektrum pesan akan berubah dalam jumlah besar, dan kedua, lebar spektrum getaran yang diterima akan berbeda dari lebar spektrum getaran modulasi (dalam contoh yang diberikan , hampir 100 Hz).
Rentang frekuensi operasi sistem komunikasi melalui satelit. Pilihan pita frekuensi yang dialokasikan untuk pengoperasian sistem komunikasi melalui satelit ditentukan oleh kondisi dasar berikut:
kekhasan perambatan gelombang elektromagnetik melalui atmosfer;
intensitas kebisingan yang ditimbulkan oleh pancaran radio dari berbagai sumber eksternal (Matahari, Bulan, planet, atmosfer bumi, dan lain-lain);
kemampuan untuk mengoperasikan sistem komunikasi melalui satelit di pita frekuensi yang dialokasikan bersama dengan layanan radio lainnya pada nilai interferensi radio yang dapat diterima.
Menurut peraturan radio, untuk wilayah 1 (Eropa, RF, Mongolia, Afrika) layanan satelit tetap, yang mencakup sistem komunikasi melalui satelit, ditetapkan pada pita frekuensi berikut (dalam kisaran hingga 40 GHz):
untuk transmisi pesan di bagian pesan Earth-AES 5.725 ... 7.075; 7.9 ... 8.4; 12,5 ... 13,25; 14.0 ... 14.8; 27,5 ... 31,0 GHz;
untuk transmisi pesan di bagian pesan AES - Earth 3.4 ... 4.2; 4,5 ... 4,8; 7,25 ... 7,75; 10.7 ... 11.7; 12,5 ... 12,75; 17.7 ... 21.2; 37,5 ... 40,5 GHz.
Perlu dicatat bahwa pita frekuensi terbaik untuk sistem komunikasi melalui satelit adalah frekuensi dalam kisaran 2 ... 8 GHz.
Sinyal pada input perangkat penerima. Kekuatan sinyal pada input penerima dapat ditentukan dengan rumus:
. (9.5)
Di sini A adalah redaman sinyal total di bagian antara antena; V (t) - faktor atenuasi tidak terlampaui selama waktu t (%); A p dan A pr - mencirikan, masing-masing, atenuasi (pelemahan) sinyal dalam filter yang terletak di antara output pemancar dan antena, dan output penerima dan antena; Lantai K - nilai kerugian polarisasi karena non-identitas karakteristik polarisasi antena dan perubahan bidang polarisasi yang disebabkan oleh efek Faraday.
Bengkel.
Temukan kekuatan sinyal pada input penerima stasiun bumi di: P per = 15 W; Jalur G = 25 dB; Gpr = 47db; jalur f = 30 GHz. Kehilangan energi di troposfer A = 190 dB, kehilangan polarisasi K lantai = 7 dB. Satelit tersebut bersifat geostasioner.
Untuk mengatasi masalah tersebut, gunakan rumus (9.5), asalkan V = 1, tidak ada kerugian Ap dan Ap. Semua nilai dimasukkan ke dalam rumus dalam satuan.
Nilai A ditentukan oleh redaman sinyal di ruang bebas A b0 dan penyerapan di atmosfer pada sudut elevasi tanpa adanya presipitasi A a (β). Jadi,
. (9.6)
Besaran а (β) bergantung pada panjang lintasan gelombang radio di atmosfer, yang dapat dicirikan oleh sudut elevasi . Jalur, dan karenanya penyerapan, akan minimum pada = 90º, ketika gelombang radio melintasi atmosfer pada sudut kanan, dan maksimum pada → 0. Dalam menentukan redaman, ketinggian stasiun di atas permukaan laut juga berperan, karena itu mencirikan panjang jalur sinar di atmosfer ...
Untuk menghitung а (β) dapat digunakan kurva yang ditunjukkan pada Gambar 9.8, dimana nilai redaman а а а (β), diplot sepanjang sumbu absis, yaitu а а = 10 · lg а ( ).
Pengganda atenuasi dalam sistem komunikasi melalui satelit.
Faktor redaman V 2 (t) hanya ditentukan oleh penyerapan energi elektromagnetik dalam presipitasi (hujan, awan dan kabut):
. (9.7)
Di sini a g adalah redaman sinyal per satuan panjang, dB, pada jalur 1 km; R g adalah panjang lintasan, km, di mana curah hujan diamati. Nilai a g untuk hujan dengan intensitas yang berbeda ditentukan dari grafik.
Nilai R g, termasuk dalam (9.7), menentukan panjang lintasan di mana koefisien atenuasi a g mendekati konstan. Untuk rute vertikal (β = 90º), dapat diasumsikan nilai R g = 3 ... 4 km, untuk horizontal (β = 0º) - nilai R g tergantung pada intensitas curah hujan. Pada intensitas curah hujan 1<10 мм/ч величина R g может доходить до нескольких сотен километров; при I=10 мм/ч R g =45…55 км; при I=25…30 мм/ч R g =30…35 км; в случае I ≥ 100 мм/ч R g =8…12 км.
Pada frekuensi di bawah 8 GHz, nilai a d akan kecil, oleh karena itu, sesuai dengan (9.7), diperoleh V 2 (t) = 1. Dengan demikian, dalam sistem komunikasi melalui satelit pada frekuensi di bawah 8 GHz, sinyal memudar dapat diabaikan. Ini adalah keuntungan penting dari sistem komunikasi ini dibandingkan dengan sistem RRL dan TRL.
Nilai medan K yang termasuk dalam (9.5) hanya akan ditentukan oleh ketidaksesuaian karakteristik polarisasi antena penerima dan antena pemancar. Untuk mencegah penurunan tajam nilai medan K dalam sistem komunikasi melalui satelit, antena dengan polarisasi melingkar sering digunakan, yang, jika antena dibuat secara tidak akurat, dapat berubah menjadi elips. Saat menggunakan antena pengirim dan penerima dengan polarisasi yang sama (linier atau melingkar), dimungkinkan untuk mendapatkan nilai bidang K = 1. Jika kedua antena terpolarisasi linier pada bidang yang saling ortogonal, yaitu jika satu antena dirancang untuk osilasi dengan polarisasi horizontal, dan yang lainnya - dengan yang vertikal, nilai bidang K = 0, yaitu, tidak ada koneksi antara antena. Jika salah satu antena memiliki polarisasi melingkar, dan yang lainnya linier, nilai Kpol = 0,5, yang sesuai dengan penurunan daya yang diterima 2 kali lipat.
Kebisingan pada input perangkat penerima.
Dalam sistem komunikasi satelit, tidak seperti saluran relai radio line-of-sight, penerima dengan noise intrinsik yang jauh lebih rendah digunakan. Oleh karena itu, daya total kebisingan yang dirujuk ke input perangkat penerima ditentukan baik oleh besarnya kebisingan termal penerima itu sendiri, Pt.in, dan oleh intensitas kebisingan dari berbagai sumber dan sirkuit di luar penerima. Sumber kebisingan eksternal dapat mencakup: emisi radio dari atmosfer, kebisingan bumi dan antena, serta kebisingan termal yang dihasilkan oleh berbagai sirkuit yang terhubung ke input penerima (pengumpan, filter, dan sebagainya). Selain itu, tingkat kebisingan yang signifikan pada input penerima dapat dibuat oleh sumber luar angkasa - emisi radio dari Matahari, Bulan, planet, dan sumber radio luar angkasa. Dengan demikian, daya kebisingan total yang dirujuk ke input penerima adalah
Di sini - kekuatan suara penerima itu sendiri; - kekuatan kebisingan yang dihasilkan oleh pengumpan dan sirkuit lainnya, mengacu pada input penerima; adalah kekuatan derau antena, dengan mempertimbangkan derau termal atmosfer dan derau Bumi, mengacu pada masukan antena; P k - kekuatan kebisingan yang dihasilkan oleh emisi radio dari Matahari, Bulan, planet dan sumber luar angkasa, mengacu pada pintu masuk antena; - efisiensi pengumpan dan filter; terletak di antara input antena dan input penerima.
Mempertimbangkan bahwa daya kebisingan terkait dengan suhu kebisingan yang setara Ketergantungan
R w = kT e P e, (9.9)
Dimana k adalah konstanta Boltzmann, dan P e adalah bandwidth penerima, ekspresi (4.2.8) dapat ditulis ulang sebagai
Pertimbangkan definisi besaran yang termasuk dalam (9.10). Kebisingan intrinsik penerima, mengacu pada inputnya, biasanya dicirikan oleh angka kebisingan W atau suhu kebisingan setara T e.pr. Parameter ini terkait dengan relasi
T e.pr = T 0 (W-1),
dimana T 0 = 290 K.
Nilai T e.pr dan W ditentukan terutama oleh parameter tahap pertama penerima. Receiver dengan amplifier input noise rendah sulit untuk diproduksi dan dioperasikan. Oleh karena itu, pilihan perangkat penerima, misalnya, dengan penguat input mekanika kuantum, harus didahului dengan perbandingan teknis dan ekonomis yang menyeluruh dari varian konstruksi perangkat penerima ini dengan opsi lain yang memungkinkan. Seiring dengan ini, pilihan skema perangkat input penerima harus ditentukan oleh perolehan nilai kebisingan total. Dengan demikian, perbandingan penguat kuantum dan parametrik menunjukkan keunggulan tanpa syarat dari penguat kuantum dalam hal karakteristik kebisingan. Namun, penguat kuantum membutuhkan tanaman kriogenik helium cair yang lebih mahal; selain itu, mereka secara struktural lebih rumit karena kebutuhan untuk menciptakan medan magnet yang konstan. Kedua amplifier kira-kira setara dalam gain dan bandwidth. Jika pengumpan (atau elemen tambahan), yang terletak pada suhu T f = 290 ° K, memiliki redaman 0,1 dB (η = 0,977), suhu kebisingan ekivalen mengacu pada outputnya (yaitu, ke input penerima), T ef = 6,7 K. Jadi, setiap sepersepuluh desibel redaman pengumpan (elemen tambahan) akan menyebabkan peningkatan suhu total yang dirujuk ke input penerima sekitar 7 K. Oleh karena itu, kemanfaatan dari mengurangi panjang pengumpan antara umpan antena dan penerima, yaitu, pemasangan penguat penerima masukan dengan kebisingan rendah di sekitar umpan antena.
Suhu kebisingan setara antena ditentukan oleh efek radiasi termal Bumi, radiasi termal atmosfer, dan kebisingan intrinsik antena yang disebabkan oleh kehilangan elemen-elemennya. Biasanya, kerugian ini sangat kecil dan oleh karena itu noise intrinsik antena dapat diabaikan. Oleh karena itu, suhu antena ekivalen, dihitung ulang ke inputnya, adalah
, (9.11)
- sudut elevasi; T e.z, T e.a - masing-masing suhu setara Bumi dan atmosfer, mengacu pada input antena.
Gambar 9.9 menunjukkan kurva yang menentukan ketergantungan suhu atmosfer ekivalen, direduksi menjadi antena, T e.a, pada frekuensi f dan sudut elevasi . Grafik yang sama menunjukkan kisaran perkiraan perubahan suhu setara kebisingan kosmik.
Gambar 9.9. Ketergantungan suhu kebisingan setara sumber ruang dan atmosfer pada frekuensi dan sudut elevasi.
Pemeriksaan kurva pada Gambar 9.9 menunjukkan bahwa dengan penurunan , nilai e.а tumbuh begitu cepat sehingga penggunaan nilai<5º нецелесообразно. Следует отметить, что при малых β увеличивается вероятность от наземных радиотехнических средств и промышленных объектов. Максимумы на частотах 22.23 и 60 ГГц объясняются поглощением в водяных парах и кислороде атмосферы соответственно.
Kurva (Gambar 9.9) mengacu pada keadaan normal atmosfer tanpa adanya presipitasi; dalam kasus presipitasi, T e.a meningkat. Gambar 9.10 menunjukkan hasil percobaan pada frekuensi 6 GHz dengan berbagai intensitas curah hujan. Kurva 2 bertepatan dengan ketergantungan T e.a pada sudut yang ditunjukkan pada Gambar 9.9 untuk 6 GHz.
Gambar 9.10 - Suhu kebisingan atmosfer: 1 - hujan 6,35 mm / g; 2 - awan hujan, tidak ada hujan; uap air 5g / cm 3
Pertimbangkan definisi suhu setara Bumi, mengacu pada input antena T e.z. Dalam sistem komunikasi satelit, antena terestrial dengan penguatan tinggi digunakan, memiliki lebar pancaran sekitar satu derajat atau kurang. Antena tersebut, sebagai berikut dari Gambar 9.9, digunakan pada > 5… 7º untuk mengurangi suhu setara kebisingan atmosfer. oleh karena itu, dapat diasumsikan bahwa pancaran radio dari bumi (earth noise) hanya akan diterima melalui side lobe dari pola antena terestrial. Hal ini dapat dijelaskan dengan menggunakan kurva pada Gambar 9.10. Gambar tersebut menunjukkan ketergantungan suhu kebisingan antena pada frekuensi 2 GHz pada sudut elevasi untuk dua varian penyinaran cermin antena (reflektor) dan menunjukkan nilai relatif kebisingan per lobus utama diagram dan lobus samping dari belahan depan dan belakang. Yang paling "berat" adalah kebisingan yang datang di sepanjang lobus samping, dan suara-suara inilah yang menentukan tingkat kebisingan antena. Suara-suara ini sangat bergantung pada metode penyinaran cermin antena: dengan penurunan iradiasi yang lebih tajam ke arah tepi antena, lobus samping lebih kecil dan, akibatnya, suhu kebisingan menurun. Perlu dicatat bahwa pada saat yang sama, penggunaan permukaan antena memburuk, yang menyebabkan penurunan penguatan pada ukuran cermin antena yang sama.
Karena, dalam praktiknya, jatuhnya radiasi ke tepi cermin biasanya sesuai dengan 10 dB, sesuai dengan Gambar 9.11 secara kasar dapat diasumsikan bahwa karena lobus samping, suhu Bumi setara (K), mengacu pada masukan dari antena bumi, adalah
Di sini mendefinisikan sudut elevasi dalam derajat.
|
|
|
Jadi, menurut rumus (9.11) dan (9.12) untuk antena penerima stasiun bumi
dimana T e.a (β) ditentukan dari kurva pada Gambar 9.9 untuk nilai dan frekuensi f yang diberikan.
Untuk antena on-board satelit komunikasi yang berorientasi ke Bumi, dapat diasumsikan bahwa A> s, dan T s> T; di sini A adalah sudut solid lobus utama antena terpasang (sterad); s adalah sudut padat Bumi yang "diamati" dari satelit (sterad); T z = 290º adalah suhu setara Bumi; T adalah suhu yang setara dengan lingkungan dan objek terdekat di sekitar antena onboard. Mengingat, selain radiasi dari Bumi, antena onboard akan terpengaruh oleh radiasi dari atmosfer yang mengelilingi Bumi, kita dapatkan
Disini nilai e.а (90º) ditentukan menurut kurva pada Gambar 9.9 untuk nilai = 90º dan frekuensi f.
Untuk mengkarakterisasi emisi radio dari sumber luar angkasa, konsep suhu kecerahan T i dari sumber biasanya digunakan, yang didefinisikan sebagai suhu benda hitam mutlak (K), yang memiliki kecerahan yang sama pada frekuensi tertentu dan dalam arah yang diberikan sebagai sumber yang dipertimbangkan.
Dalam hal suhu lingkungan arah yang berbeda dari antena tidak sama dan ditandai dengan kecerahan suhu T i (β 0, 0), dimana 0, 0 adalah koordinat dalam sistem bola, untuk menentukan T ek perlu dikalikan nilai T i (β 0, 0) pada penguatan antena dalam arah yang sesuai G (β 0, 0) dan dirata-ratakan di seluruh bola. Dengan demikian, dalam praktiknya, dua kasus berikut sering ditemui:
1. Nilai T I (β 0, 0) adalah konstan atau berubah sedikit di dalam lobus utama pola arah antena, dan radiasi yang diterima oleh lobus samping dapat diabaikan. Ini berlaku ketika dan> A, di mana A adalah beamwidth antena. Dalam hal ini, T ek = T i.
2. Ukuran sudut sumber radiasi dan kecil dibandingkan dengan lebar pola radiasi antena A (yaitu, dan< Ω з). При этом можно считать, что в пределах Ω и усиление G (β 0 ,ψ 0) = G max и потому
. (9.15)
Ketergantungan T cp untuk Matahari dan berbagai planet pada panjang gelombang ditunjukkan pada Gambar 9.12
Besarnya diameter sudut Matahari untuk pengamat "terestrial" adalah, dan diameter sudut Bulan di perigee dan apogee, masing-masing, dan, oleh karena itu, probabilitas mengarahkan antena penerima tepat ke satu planet atau lainnya ternyata menjadi kecil, namun dengan ini, serta dengan kemungkinan menerima radiasi oleh lobus antena lateral harus dipertimbangkan.
Suhu kecerahan rata-rata radiasi latar belakang dari ruang angkasa, mengacu pada input antena, ditunjukkan sebagai dua garis putus-putus pada Gambar 9.9. Garis atas mencirikan maksimum, dan yang lebih rendah - nilai suhu minimum.
Dari uraian di atas dapat disimpulkan bahwa seratus perhitungan nilai T eq, termasuk dalam ekspresi (4.2.10), dilakukan sesuai dengan ekspresi (9.15), dan karakterisasi grafik, ditunjukkan pada Gambar 9.9. Dalam kasus ketika antena penerima tidak diarahkan ke Matahari, Bulan, planet dan sumber ruang diskrit, nilai
T persamaan =, (9.16)
dan ditentukan sesuai dengan Gambar 9.9.
9.3. Fitur perangkat keras
Perangkat pemancar stasiun bumi.
Perangkat ini mirip dengan pemancar jalur komunikasi troposfer. Modulasi frekuensi atau fase osilasi dilakukan dengan metode yang digunakan dalam jalur relai radio garis pandang dan jalur komunikasi troposfer.
Gambar 9.13 menunjukkan diagram blok bagian transmisi dari peralatan "Gradien", yang beroperasi pada pita frekuensi 5975 ... 6225 MHz dan dipasang pada setiap batang stasiun bumi (ES). Pesan yang ditransmisikan (sinyal telepon multisaluran atau sinyal televisi bersama dengan pesan audio) diumpankan ke input (In) dari modulator (M). Di sini, modulasi frekuensi dari osilasi frekuensi menengah dilakukan, yang diumpankan ke konverter PR. Pada keluaran PR, diperoleh osilasi FM pada pita frekuensi di atas dengan daya 3 W. Amplifikasi berikutnya (hingga 3 atau 10 kW) dilakukan pada amplifier yang kuat (MU) pada klystron dengan efisiensi minimal 25%. Output MU terhubung ke sakelar PC, dengan bantuan yang memungkinkan untuk menghubungkan set PR dan MU pertama atau kedua ke perangkat tambahan (AS) dan dengan demikian melakukan redundansi blok-blok ini (waktu switching untuk cadangan tidak lebih dari 200 ms). Perhatikan bahwa melalui AS dimungkinkan untuk menghubungkan beberapa set peralatan yang sama ke sistem antena, yaitu, untuk mentransmisikan beberapa batang melalui satu antena, yang masing-masing menempati setengah 34 MHz. Kontrol atas pekerjaan dilakukan oleh blok K.
Gambar 9.13. Diagram blok perangkat transmisi "Gradien"
Perangkat transmisi sistem komunikasi melalui satelit berbeda dari perangkat transmisi sistem komunikasi lain, yang dibahas dalam bab sebelumnya, dalam pembatasan daya dilakukan di dalamnya dan sinyal dispersi khusus diperkenalkan.
Penerima stasiun bumi.
Salah satu fitur utama penerima stasiun bumi adalah penggunaan amplifier dengan noise rendah pada input dan antena dengan gain tinggi, mencapai 52 ... 60 dB.
Mari kita perhatikan diagram blok perangkat penerima Orbit-2 (Gambar 9.14), dihitung untuk operasi pada pita frekuensi 3400 ... 3900 MHz. Osilasi yang diterima oleh antena melewati sakelar set P dan memasuki input dari salah satu amplifier parametrik berpendingin kebisingan rendah (LNA), dan kemudian - ke input konverter dan preamplifier IF (PR; PUPCH). Dari output PUPCH, osilasi diumpankan ke IFA utama dan detektor frekuensi, yang terletak di rak P (St. P). Pada output rak ini, tergantung pada jenis sinyal yang diterima, Anda dapat menerima pesan telepon multi-saluran atau sinyal gambar bersama dengan suara. Pemisahan yang terakhir dilakukan oleh filter F. Gambar 9.14 menunjukkan bahwa LNA, PR dan PUPCH sepenuhnya redundan, transisi ke cadangan dilakukan secara otomatis oleh sakelar P melalui peralatan pemantauan dan redundansi (RR ) dalam 250 ms. Parameter utama dari perangkat penerima yang dijelaskan adalah: suhu kebisingan efektif yang dirujuk ke input - 80 ... 90 K; faktor amplifikasi; LNA - 40 dB, PUPCH - 23 dB, penguat utama 55 dB. Sistem AGC mempertahankan tingkat output IF dengan akurasi ± 1 dB ketika tingkat input berubah sebesar ± 10 dB; 1 dB JIKA jalur bandwidth - 34 MHz, 1 dB LNA bandwidth - 250 MHz.
Gambar 9.14. Diagram blok perangkat penerima Orbit-2
Peralatan Orbita-2 memungkinkan pembuatan opsi penerimaan multi-laras; untuk ini, dari output LNA, yang ditunjukkan pada Gambar 9.14, osilasi diumpankan ke beberapa unit PR yang terhubung paralel; PUPCH.
Antena.
Perangkat penerima dan transmisi menggunakan sistem antena dengan penguatan 50 ... 60 dB dan lobus samping kecil - antena parabola tanduk dan parabola dengan pemancar ulang (antena Cassegrain). Bersamaan dengan ini, sistem antena harus menyediakan pelacakan pergerakan satelit secara terus menerus. Ini diperlukan bahkan ketika menggunakan satelit geostasioner, karena, karena ketidakakuratan dalam mengorbit, mereka memiliki beberapa perpindahan dan memerlukan koreksi gerakan. Perhatikan bahwa persyaratan modern menentukan perpindahan yang diizinkan dari satelit geostasioner sebesar ± 0,1 relatif terhadap nilai nominal bujur. Oleh karena itu, sistem antena dengan pola radiasi sempit harus dilengkapi dengan perangkat putar yang sesuai yang memastikan pergerakan antena di ruang angkasa baik sesuai dengan program yang telah disusun sebelumnya, atau menggunakan sistem pelacakan khusus sesuai dengan nilai maksimum sinyal yang diterima dari satelit. Metode kedua dapat langsung diimplementasikan hanya pada antena penerima, dari mana data yang mencirikan arah antena penerima menuju satelit dapat ditransmisikan ke sistem yang mengontrol pergerakan antena pengirim. Saat mentransmisikan data ini, amandemen yang sesuai dibuat untuk mereka, dengan mempertimbangkan pemisahan teritorial tertentu dari antena penerima dan pemancar, dan non-identitas konstruktifnya.
Peralatan transceiver onboard.
Salah satu persyaratan utama untuk semua kompleks yang merupakan bagian dari peralatan onboard satelit adalah keandalannya yang tinggi, yang memastikan pengoperasian peralatan tanpa masalah di ruang angkasa untuk waktu yang lama. Persyaratan ini harus dipenuhi tidak hanya oleh masing-masing bagian dan komponen yang membentuk peralatan, tetapi juga oleh metode teknologi yang digunakan dalam pembuatan peralatan. Pilihan varian skema peralatan terpasang harus ditentukan oleh berat minimum, dimensi, dan konsumsi daya.
Gambar 9.15 menunjukkan diagram blok transceiver sistem komunikasi Molniya-1. Penerimaan dan transmisi sinyal dilakukan oleh antena umum A, yang terhubung ke input penerima dan output pemancar melalui splitter P 1 dan filter 1 dan 2. Sinyal dengan frekuensi pembawa f 1 dan f 2, yang diterima dari stasiun bumi, diumpankan ke splitter 2 (Gambar 9.15) dan melalui filter 3 dan 4 diumpankan ke mixer Cm, UHR, dan pembatas Ogr. Setelah pemerataan oleh pembatas amplitudo dari sinyal yang diterima, yang terakhir diumpankan ke mixer, di mana frekuensi menengah diubah menjadi frekuensi gelombang mikro. Kemudian sinyal dengan frekuensi pembawa f 2 dan f 4 melalui filter F 5 dan F 6 dan pembagi P 3 diumpankan ke penguat dua tahap pada TWT. TWT didinginkan oleh cairan yang melewati radiator eksternal, yang memancarkan panas ke luar angkasa.
Gambar 9.15. Diagram struktural repeater Molniya-1
Untuk memastikan operasi jangka panjang dan meningkatkan keandalan stasiun transceiver on-board, redundansi dingin set peralatan dan sistem verifikasi otomatis digunakan, yang terdiri dari simulator osilasi dengan frekuensi pembawa stasiun bumi (INZ), a kontrol dan alat pengukur (CIU), perangkat waktu program (PVU) dan sakelar kompleks (KK). Ketika kit yang rusak ditemukan, itu diganti dengan salah satu dari dua yang cadangan.
Karakteristik utama pemancar ulang sistem komunikasi Molniya-1 adalah: rentang frekuensi - 800 ... 1000 MHz; lebar pola arah antena onboard pada tingkat daya setengah - 22º; kekuatan pemancar terpasang saat mentransmisikan sinyal televisi adalah 40 W, dengan transmisi dupleks percakapan telepon, 14 W di setiap saluran frekuensi tinggi (pada frekuensi f 2 dan f 4); Pergerakan AES - dalam orbit elips dengan puncak sekitar 40.000 km di belahan bumi utara, perigee sekitar 500 km dan kemiringan orbit sekitar 65º; periode peredaran satelit adalah 12 jam.
Pada tahun 1972, satelit "Molniya-2" diluncurkan dengan repeater modern, pemancar yang beroperasi dalam kisaran 4 GHz.
Pertanyaan kontrol:
1. Sebutkan manfaat sistem komunikasi satelit.
2. Berikan definisi orbit geostasioner.
3. Jelaskan prinsip komunikasi menggunakan satelit bumi buatan
4. Sistem apa yang dimaksud dengan sistem komunikasi relai tunda?
5. Jelaskan sistem akses ganda.
6. Menjelaskan prinsip bangunan batang multicast.
7. Menjelaskan prinsip pembagian frekuensi multiple access.
8. Menjelaskan prinsip pembagian waktu multiple access.
9. Apa yang menyebabkan lag sinyal?
10. Apa gema untuk pelanggan?
11. Apa yang menyebabkan efek Doppler?
12. Apa yang menentukan pilihan pita frekuensi yang dialokasikan untuk pengoperasian sistem komunikasi melalui satelit?
13. Bagaimana kekuatan sinyal pada input penerima ditentukan?
14. Berikan rumus untuk daya derau total yang mengacu pada masukan penerima?
15. Berikan diagram blok perangkat transmisi "Gradien".
16. Sebutkan karakteristik utama repeater sistem komunikasi "Molniya-1".
( UNIVERSITAS TEKNIK)
Fakultas Ilmu Budaya.
Abstrak dengan topik:
"Fitur satelit bumi buatan pada contoh sistem komunikasi satelit."
Selesai: siswa kelompok 10-202 Dobrotina E.G.
Moskow 2001
Rencana
SAYA. pengantar
II Satelit Bumi buatan pertama
AKU AKU AKU. Sistem komunikasi satelit
IV. Kesimpulan
Saya ... PENGANTAR
Perkembangan pesat astronotika, kemajuan dalam studi dan eksplorasi ruang dekat bumi dan antarplanet telah sangat memperluas pemahaman kita tentang Matahari dan Bulan, Mars, Venus, dan planet-planet lainnya. Studi tentang lapisan atas atmosfer, ionosfer, magnetosfer ternyata sangat efektif. Pada saat yang sama, efisiensi yang sangat tinggi dari penggunaan ruang dekat bumi dan teknologi ruang angkasa untuk kepentingan banyak ilmu bumi terungkap. .
Penggunaan satelit bumi buatan untuk komunikasi dan televisi, prakiraan operasional dan jangka panjang dari kondisi cuaca dan hidrometeorologis, untuk navigasi di rute laut dan rute udara, untuk geodesi presisi tinggi, mempelajari sumber daya alam Bumi dan memantau habitat adalah menjadi lebih dan lebih umum. Dalam jangka pendek dan lebih jauh ke depan, pemanfaatan teknologi antariksa dan antariksa yang serba guna di berbagai bidang ekonomi akan meningkat secara signifikan.
Era kita ditandai dengan peningkatan besar informasi di semua bidang aktivitas manusia. Selain perkembangan progresif sarana transmisi informasi tradisional - telepon, telegrafi, siaran radio, muncul kebutuhan untuk menciptakan jenis barunya - televisi, pertukaran data dalam sistem kontrol otomatis dan komputer, transfer matriks untuk pencetakan surat kabar .
Sifat global dari berbagai masalah ekonomi dan penelitian ilmiah, integrasi dan kerjasama antar negara yang luas dalam produksi, perdagangan,. kegiatan penelitian, perluasan pertukaran di bidang budaya telah menyebabkan peningkatan yang signifikan dalam hubungan internasional dan antarbenua, termasuk pertukaran program televisi.
Sarana komunikasi tradisional dalam hal jenis, volume, jangkauan, efisiensi dan keandalan transmisi informasi akan terus ditingkatkan. Namun, pengembangan lebih lanjut mereka menghadapi kesulitan yang cukup besar baik secara teknis maupun ekonomi. Sudah jelas sekarang bahwa persyaratan untuk throughput, kualitas, dan keandalan saluran komunikasi jarak jauh tidak dapat sepenuhnya dipenuhi oleh komunikasi kabel dan radio berbasis darat.
Jalur kabel darat dan kabel bawah laut jarak jauh memakan waktu lama untuk dibangun. Mereka rumit dan mahal tidak hanya dalam konstruksi, tetapi juga dalam operasi dan dalam hal pengembangan lebih lanjut. Selain itu, jalur kabel konvensional memiliki bandwidth yang relatif rendah. Kabel konsentris broadband memiliki prospek terbaik, namun, mereka juga memiliki sejumlah kelemahan yang membatasi penggunaannya.
Radio memiliki bandwidth, jangkauan, dan kemampuan yang jauh lebih besar untuk membangun kembali berbagai jenis komunikasi. Tetapi tautan radio juga memiliki kelemahan tertentu yang menyulitkan dalam banyak kasus untuk menggunakannya.
Karena jangkauannya yang terbatas, sistem komunikasi radio gelombang ultra panjang biasanya hanya digunakan untuk kebutuhan transportasi, navigasi udara dan untuk jenis komunikasi khusus.
Tautan radio gelombang panjang, karena bandwidth yang terbatas dan jangkauan yang relatif kecil, digunakan terutama untuk komunikasi dan penyiaran radio lokal.
Tautan radio gelombang pendek memiliki jangkauan yang cukup dan banyak digunakan dalam berbagai jenis komunikasi untuk berbagai keperluan.
Cara baru untuk mengatasi kekurangan yang melekat pada komunikasi radio jarak jauh telah membuka peluncuran satelit bumi buatan (AES).
Praktek telah mengkonfirmasi bahwa penggunaan satelit untuk komunikasi, terutama untuk jarak jauh internasional dan antarbenua, untuk televisi dan telekontrol, ketika mentransmisikan sejumlah besar informasi, dapat menghilangkan banyak kesulitan. Itulah sebabnya sistem komunikasi satelit (SSS) dalam waktu singkat menerima aplikasi yang sangat cepat, luas, dan serbaguna yang belum pernah terjadi sebelumnya.
II ... Satelit buatan pertama di Bumi.
Upaya pertama untuk mengangkat masalah pembuatan satelit buatan dilakukan pada bulan Desember 1953 selama persiapan rancangan resolusi Dewan Menteri tentang roket R-7. Diusulkan: "Untuk mengatur departemen penelitian di NII-88 dengan tugas mengembangkan tugas-tugas bermasalah bersama dengan Akademi Ilmu Pengetahuan di bidang penerbangan di ketinggian sekitar 500 km atau lebih, serta mengembangkan masalah yang terkait dengan penciptaan dari satelit Bumi buatan dan studi ruang antarplanet menggunakan produk" ...
Tugas ini dianggap di Biro Desain bukan satu kali, tetapi dengan harapan menciptakan arah khusus dalam pengembangan peroketan. Perumusan masalah skala besar seperti itu membutuhkan banyak persiapan awal, hingga penilaian. dari biaya pekerjaan yang akan datang pada pembuatan satelit.
Saat merencanakan pekerjaan pada satelit, informasi tentang pekerjaan Amerika Serikat di bidang ini berfungsi sebagai titik referensi tertentu. Isu-isu prioritas tetap menjadi argumen utama sepanjang periode perkembangan astronotika berikutnya. Oleh karena itu, dalam laporan, pertama-tama, diberikan ulasan terperinci keadaan kerja di luar negeri. Pada saat yang sama, dapat dikatakan, gagasan mendasar diungkapkan bahwa "AES adalah tahap yang tak terhindarkan dalam pengembangan teknologi roket, setelah itu komunikasi antarplanet akan menjadi mungkin." Perhatian tertuju pada fakta bahwa selama 2-3 tahun terakhir perhatian pers asing terhadap masalah pembuatan satelit dan komunikasi antarplanet telah meningkat.
Hal yang paling luar biasa dalam dokumen tentang topik ini adalah penilaian tentang masa depan pekerjaan di satelit. Pengembangan satelit paling sederhana ini baru tahap pertama. Tahap kedua adalah pembuatan satelit yang memastikan penerbangan satu atau dua orang di orbit. Tahap pekerjaan ketiga adalah pembuatan stasiun satelit untuk orang-orang yang tinggal lama di orbit. Saat mengimplementasikan proyek ini, diusulkan untuk merakit stasiun satelit dari bagian yang terpisah, dikirim satu per satu ke orbit.
Pekerjaan persiapan untuk peluncuran rudal pertama berjalan dengan kesulitan yang signifikan dan tertinggal dari tenggat waktu yang ditetapkan. Pada saat yang sama, para perancang menyatakan keyakinannya bahwa, dengan kerja keras pada bulan Maret 1957, peluncuran rudal akan dimulai. Roket, melalui beberapa perubahan, dapat diadaptasi untuk diluncurkan sebagai satelit Bumi buatan, yang memiliki muatan kecil dalam bentuk instrumen dengan berat sekitar 25 kg ... dan wadah bulat yang dapat dilepas dari satelit itu sendiri dengan diameter sekitar 450. mm dan berat 40-50 kg.
Maka di Uni Soviet sebuah roket diciptakan, yang mampu mengembangkan kecepatan 8 km/detik. Diluncurkan pada 4 Oktober 1957. Lepas landas secara vertikal ke atas, dengan lilin, roket menembus stratosfer. Itu dilakukan oleh perangkat otomatis yang beroperasi sesuai dengan program yang diberikan. Roket naik lebih dari dua ratus kilometer, secara bertahap mengambil arah horizontal dan berbaring di jalur. Itu perlu untuk melakukan ini dengan sangat akurat:
kesalahan satu derajat akan merusak segalanya. Tapi mesin bekerja dengan sempurna. Roket mengambil kecepatan yang diperlukan dan mengirim bola paduan aluminium mengkilap - satelit buatan pertama di dunia yang dibuat di negara kita.
8 km per detik, 28800 km dalam jam!
Jika suatu saat satelit berada di atas Australia, maka setelah 20 menit - di atas Alaska, setelah 12 menit lagi - di atas New York, setelah 10 menit lagi - di atas Brasil. Selama satu setengah jam - perjalanan keliling dunia, 15 putaran per hari, dan setiap kali pada rute baru, karena bidang orbit satelit di ruang angkasa adalah stasioner, dan Bumi berputar di sekitar porosnya di dalam orbit ini.
Satelit pertama kecil: diameternya 58 cm, berat - 83,6 kg. Dia memiliki kumis dua meter - antena. Di dalam - dua pemancar radio Mengendarai semua negara di dunia, satelit mengumumkan bahwa era perjalanan ruang angkasa telah dimulai, dan era ini dibuka oleh negara sosialisme. Satelit kedua dan ketiga mengikutinya berkeliaran di sekitar Bumi.
"Baby Moon" - "Little Moon" - orang Amerika menjuluki anak sulung antarplanet kita. Ribuan mata dan radio mengikuti penerbangannya. Dan setiap jam dalam hidupnya menarik para ilmuwan. Untuk pertama kalinya, tubuh duniawi naik ke ketinggian 947 km. Untuk pertama kalinya pemancar radio bekerja pada ketinggian seperti itu.
Sinyalnya menunjukkan bagaimana gelombang radio melewati lapisan atmosfer atas yang dialiri listrik, memungkinkan pemahaman yang lebih dalam tentang strukturnya.
Transmisi radio membutuhkan energi. Ada energi di luar angkasa. Itu bisa dipinjam dari Matahari. Biarkan ia mengisi baterai dengan sinarnya. Tetapi satelit pertama memiliki baterai yang terisi di Bumi. Mereka mengering setelah beberapa saat, bagaimanapun, satelit yang dibungkam terus melayani sains. Di dataran tinggi, di mana jalannya berlari, hampir tidak ada udara ... tapi masih "hampir tidak ada", dan tidak "tidak sama sekali." Bahkan pada kepadatan rendah, udara menolak, dan kecepatan satelit secara bertahap menurun. Berkat ini, dimungkinkan untuk menentukan berapa kerapatan atmosfer pada ketinggian yang berbeda.
Beberapa fitur dalam gerakan satelit menunjukkan gravitasi bumi yang tidak merata. Ini memungkinkan kita untuk memperjelas bentuk dan struktur planet kita, untuk menemukan massa berat atau ringan yang tersembunyi di bawah Bumi.
Secara teoritis, sebuah benda terbang di atas Bumi dengan kecepatan 8 km / detik, tidak akan pernah jatuh. Tapi satelit pertama tidak bisa terbang selamanya. Hambatan udara yang dapat diabaikan memperlambat penerbangan mereka dari waktu ke waktu. Mereka turun dan, setelah terbang ke lapisan udara yang padat, terbakar dan hancur.
Sekarang perlu untuk memecahkan pertanyaan yang paling penting: bisakah Makhluk hidup untuk mentransfer penerbangan luar angkasa, atau akankah ia binasa di luar atmosfer? Satelit buatan Soviet kedua, diluncurkan pada 3 November 1957, seharusnya menjawab pertanyaan ini. Di atasnya ke luar angkasa pada ketinggian hingga 1670 km pengelana pertama, anjing Laika, berangkat. Perangkat khusus memantau pernapasan, denyut nadi, tekanan darahnya. Kita tahu Laika memiliki awal yang baik dan perjalanan panjang mengelilingi Bumi. Pada satelit bumi buatan Soviet ketiga, berbagai peralatan yang lebih putih dipasang untuk mempelajari sifat-sifatnya atmosfer bumi, radiasi matahari, dll. Beratnya 1,3 ton, dan cadangan energi listriknya untuk menyalakan perangkat diisi ulang karena aksi sinar matahari pada perangkat yang dipasang. Belakangan, beberapa satelit buatan diluncurkan di Amerika Serikat.
Satelit Soviet ketiga ternyata yang paling tahan lama dan terberat. Orang-orang Soviet berhasil melemparkan ke luar angkasa sebuah struktur yang kokoh, seukuran mobil.
AKU AKU AKU ... Sistem komunikasi satelit.
Sangat menarik bahwa gagasan menggunakan satelit bumi buatan untuk komunikasi diungkapkan bahkan sebelum peluncuran satelit pertama. Pada tahun 1945, ilmuwan Soviet terkenal P.V. Shmakov mengajukan gagasan menggunakan satelit untuk mengatur penyiaran televisi dunia.
Apa prinsip penggunaan satelit untuk tujuan komunikasi, dan mengapa sistem satelit memungkinkan untuk mengatasi banyak kesulitan yang muncul saat mengatur komunikasi menggunakan metode tradisional lama?
Diketahui bahwa bola memantulkan gelombang elektromagnetik secara seragam ke segala arah, dan permukaan pantul efektifnya sebanding dengan kuadrat diameternya. Peningkatan sifat reflektif bola semacam itu dapat dicapai dengan meningkatkan diameternya. Balon dipompa setelah satelit dimasukkan ke orbit dengan metode sublimasi. Cangkangnya memiliki film pelindung dan lapisan logam khusus. Bola itu terdiri dari segmen meridional yang terpisah. Segmen bola logam yang ditumpangkan pada bola memberikan kontak listrik antara semua segmen meridional.
Terlepas dari kesederhanaan yang jelas, biaya rendah dan keunggulan teknis tertentu dari sistem komunikasi satelit semacam itu, segera kekurangannya yang serius juga muncul. Untuk menjaga komunikasi yang stabil, diperlukan daya transmisi yang tinggi dan sensitivitas yang tinggi dari perangkat ground penerima. Tetapi bahkan ketika kondisi ini terpenuhi, saluran radio tidak bekerja cukup stabil, mereka terpengaruh oleh gangguan. Umur satelit tersebut, karena perubahan bentuknya, kompresi selubung dan penurunan sifat reflektif, serta karena hilangnya ketinggian yang cepat, ternyata kecil.
Satelit, bagaimanapun, terus bergerak di ruang angkasa dan tidak selalu berada di zona visibilitas bersama dari titik-titik yang membutuhkan komunikasi. Bagaimana CCC bekerja, jika koneksi jangka panjang, berjam-jam atau bahkan sepanjang waktu diperlukan antara titik-titik yang diberikan?
Salah satu solusi yang mungkin untuk masalah ini adalah meluncurkan sejumlah satelit ke orbit yang sesuai sehingga, segera setelah salah satu dari mereka meninggalkan zona visibilitas radio bersama dari titik-titik yang membutuhkan komunikasi, satelit lain akan segera memasuki zona ini. . Namun, bahkan dengan jumlah satelit yang cukup besar, jika posisinya di orbit acak, ada kemungkinan tidak akan ada satelit di zona visibilitas bersama dua titik yang membutuhkan komunikasi.
Apa yang menentukan jumlah satelit yang dibutuhkan untuk memastikan komunikasi yang berkelanjutan? Jelas, semakin tinggi ketinggian orbitnya, semakin lama jarak pandang satelit dengan titik-titik tanah.
Kemiringan adalah kondisi terpenting bagi sistem komunikasi satelit untuk mencakup area tertentu di Bumi, area layanan tertentu. Sehubungan dengan peran utama, dapat dikatakan menentukan, orbit AES dalam sistem komunikasi satelit, perlu, setidaknya secara singkat, untuk memikirkan beberapa jenis dan konsep utama mereka.
Orbit melingkar adalah orbit di mana jarak dari satelit ke pusat bumi kira-kira konstan. Orbit elips - ketika satelit bergerak mengelilingi Bumi dalam kurva dekat dengan elips. Jarak maksimumnya dari Bumi (apogee) dan minimum (perigee) dapat berbeda secara signifikan satu sama lain. Bentuk elips ditentukan oleh nilai eksentrisitasnya (perbandingan perbedaan jarak dari pusat bumi ke apogee dan perigee ke sumbu utama elips). Orbit dengan eksentrisitas tinggi memiliki apogee tinggi dan disebut sangat elips.
Pilihan bentuk orbit (melingkar, elips, sangat elips), kemiringan (kutub, miring dengan sudut kemiringan tertentu, ekuator), nilai periode dan sifat orbit di sekitar Bumi (sinkron, geostasioner) menentukan dalam desain satu atau lain sistem komunikasi satelit dan antriannya sendiri ditentukan oleh tugas sistem yang dirancang.
Sejak peluncuran pertama, satelit komunikasi hampir selalu membentuk sebuah sistem. Sistem komunikasi satelit tunggal yang digunakan secara luas jarang digunakan.
Dalam sistem komunikasi satelit, LEO, satelit yang sangat elips, dan geostasioner digunakan.
Sistem komunikasi menggunakan satelit orbit rendah
Satelit orbit rendah adalah yang pertama digunakan untuk tujuan komunikasi.
Ini dijelaskan, khususnya, oleh fakta bahwa peluncuran satelit ke orbit rendah lebih sederhana dan dilakukan dengan biaya energi terendah. Peluncuran pertama satelit komunikasi orbit rendah menunjukkan kemungkinan dan kelayakan menggunakan satelit untuk komunikasi, mengkonfirmasi kebenaran prinsip-prinsip teknis relai aktif. Pada saat yang sama, dari pengalaman pertama mengoperasikan satelit di orbit rendah, menjadi jelas bahwa mereka tidak dapat memberikan solusi yang cukup efektif untuk masalah komunikasi satelit.
Untuk memperluas area dan meningkatkan durasi SSS, dipertimbangkan untuk mengikuti jalur peningkatan jumlah satelit dalam sistem. Namun, segera menjadi jelas bahwa sistem komunikasi multi-satelit berdasarkan satelit LEO sebagai sistem publik memiliki banyak ketidaknyamanan operasional dan tidak menguntungkan.
Dalam sistem komunikasi LEO, satelit dapat ditempatkan di ruang relatif satu sama lain secara acak atau teratur. Dengan lokasi acak, jumlah satelit yang lebih besar akan dibutuhkan, tetapi lokasinya yang tertata di ruang angkasa akan membutuhkan upaya yang cukup besar untuk menciptakan dan mempertahankan lokasi relatif tertentu. Ini membutuhkan pemantauan terus-menerus terhadap lokasi satelit dan koreksi orbit karena evolusinya selama penerbangan.
Keuntungan SCS di orbit rendah termasuk, seperti yang telah disebutkan, biaya yang relatif rendah untuk menempatkannya ke orbit dan peralatan onboard yang lebih sederhana. Kerugiannya adalah sulitnya mempertahankan komunikasi sepanjang waktu, kerumitan peralatan darat per karena penggunaan perangkat antena pelacak, umur pesawat ruang angkasa lebih pendek.
LEO CVS dapat efektif dalam kasus di mana komunikasi dua arah yang berkelanjutan tidak diperlukan (misalnya, jika hanya transmisi data berkala yang diperlukan).
Sistem komunikasi dengan satelit di orbit yang sangat elips
Untuk menghindari kerugian yang melekat pada sistem komunikasi satelit di orbit rendah, perlu untuk meningkatkan ketinggian orbit. Ada dua varian orbit seperti itu - lingkaran tinggi dan sangat elips. Dalam beberapa kasus, peluncuran satelit ke orbit yang sangat elips memiliki keuntungan tertentu.
Karena ketinggian orbit, durasi komunikasi akan meningkat. Selain itu, itu juga akan meningkat karena fakta bahwa rasio waktu visibilitas satelit yang terletak dekat dengan apogee di zona tertentu dengan periode revolusinya untuk satelit dengan orbit elips ternyata jauh lebih besar.
Menurut hukum mekanika langit (hukum kedua Kepler), ketika sebuah satelit bergerak dalam orbit elips, kecepatan sudutnya semakin rendah semakin jauh dari pusat Bumi. Dengan kata lain, satelit bergerak jauh lebih lambat di wilayah apogee daripada di wilayah perigee. Saat menentukan parameter yang dihitung dari orbit satelit komunikasi, tentu saja, karakteristik energi kendaraan peluncuran, kemampuan kosmodrom dan kompleks komando dan pengukuran, dan faktor-faktor lain yang menentukan peluncuran satelit ke orbit dan kontrolnya. dalam penerbangan juga diperhitungkan.
Satelit dengan orbit elips termasuk, misalnya, satelit komunikasi Telstar Amerika (perigee sekitar 1.000 km, apogee sekitar 11 ribu kilometer).
Satelit komunikasi Soviet dari tipe Molniya adalah contoh yang baik dari satelit dengan orbit yang sangat elips. Untuk satelit kelas ini, orbit dengan apogee di atas belahan bumi utara sekitar 40 ribu km dan perigee sekitar 500 km dipilih, dengan kemiringan 65 ° dan periode orbit 12 jam Moskow dan Timur Jauh dalam waktu 8-9 jam pada satu loop.
Struktur orbit sistem komunikasi satelit (jumlah satelit, orbitnya, dan posisi relatifnya di ruang angkasa) ditentukan oleh persyaratan keandalan, kontinuitas, jangkauan komunikasi, sudut elevasi minimum yang diizinkan di mana stasiun bumi beroperasi, dan faktor lainnya. .
Sistem dengan satelit geostasioner
Sistem komunikasi satelit dengan satelit geostasioner, sering disebut SISS (satelit stasioner), semakin meluas. Mereka digunakan untuk komunikasi telepon dan telegraf, siaran radio dan televisi. Pesawat ruang angkasa geostasioner dari tipe terintegrasi sedang dibuat untuk tujuan meteorologi, mempelajari sumber daya alam Bumi, memantau habitat, dan melakukan tugas-tugas lainnya.
Keuntungan paling penting dari satelit geostasioner adalah pembentukan zona visibilitas konstan yang besar untuk banyak titik di Bumi, cakupan wilayah yang luas, kemungkinan mengatur komunikasi jarak jauh dan dengan sejumlah besar koresponden.
Keuntungan signifikan dari SSS dengan satelit di orbit geostasioner adalah bahwa ketika menggunakannya, persyaratan untuk pelacakan tanah dan sistem komunikasi berkurang, sedangkan perangkat penunjuk antena onboard disederhanakan atau dihilangkan. Dengan bantuan tiga satelit tersebut yang terletak pada sudut 120 ° relatif satu sama lain, dimungkinkan untuk membuat sistem komunikasi global, yaitu sistem yang secara praktis mencakup seluruh Bumi.
Satelit komunikasi geostasioner, yang secara kiasan dapat dibayangkan sebagai menara televisi, dinaikkan ke ketinggian 36 ribu km, pada prinsipnya, memungkinkan transmisi langsung tanpa bantuan pusat televisi lokal, langsung ke antena pelanggan. Saat ini, tingkat daya sinyal TV yang dipancarkan dari geostasioner masih belum mencukupi untuk penerimaan oleh antena pelanggan konvensional, oleh karena itu, perlu menggunakan antena khusus kecil untuk penggunaan kelompok. Sedangkan untuk siaran radio, dapat diterima pada antena luar ruangan yang sangat kecil.
Berbicara tentang keunggulan SISZ yang tidak diragukan, orang tidak boleh melupakan fakta bahwa peluncuran kendaraan ke orbit stasioner lebih sulit daripada ke orbit rendah atau bahkan sangat elips. Pengiriman 1 kg muatan ke orbit geostasioner jauh lebih mahal. Untuk menjaga SISZ pada titik "berdiri" tertentu pada garis bujur yang diinginkan, diperlukan penyesuaian orbit secara teratur dengan bantuan motor mikro, dan di atas satelit, cadangan bahan bakar diperlukan untuk tujuan ini. Kontrol dalam penerbangan menjadi lebih rumit. Perkembangan astronotika memungkinkan, bagaimanapun, untuk mengandalkan cepat dan sukses mengatasi semua kesulitan yang timbul dalam penciptaan dan pengoperasian sistem komunikasi satelit di geostasioner.
Komunikasi geostasioner Soviet dan satelit penyiaran televisi seperti "Raduga", "Ekran", "Gorizont" beroperasi dengan sukses.
Satelit komunikasi asing seperti Intelsat, Domsat (AS), Telesat (Kanada) dan lainnya sedang beroperasi.
Terlepas dari kelebihannya, geostasioner tidak selalu menguntungkan dari segi teknis dan ekonomis. Dalam kondisi tertentu, lebih rasional untuk menggunakan satelit di orbit yang sangat elips, misalnya, jenis "Molniya".
VI ... Kesimpulan
Kapasitas throughput, percabangan sistem, keandalan dan efisiensi CCS terus berkembang. Semua wilayah baru, termasuk sudut paling terpencil di Rusia, secara bertahap diliput oleh televisi multi-program. Pentingnya CVS telah meningkat dalam pengelolaan berbagai sektor ekonomi nasional, dalam sistem pendidikan massal, pemberitahuan berbagai macam fenomena alam, dan penyediaan perawatan medis. Komunikasi satelit seluler telah tersebar luas, memungkinkan untuk mengatur komunikasi dengan cepat dan praktis di wilayah mana pun di negara ini menggunakan satelit.
Kerjasama internasional dalam penggunaan sistem komunikasi satelit telah berkembang secara signifikan, sistem Intersputnik dan Stationar telah berkembang lebih jauh, interaksi mereka dengan Intel-sat, Inmarsat, dan sistem CCS lainnya dari berbagai negara di dunia telah meningkat.
Jutaan orang memiliki kesempatan untuk langsung menggunakan CCC untuk komunikasi individu dengan pelanggan mana pun di dunia menggunakan perangkat pemancar dan penerima (ponsel) berdaya rendah dan berukuran sangat kecil. Aplikasi CCC yang realistis untuk "e-mail" (Internet). Dimungkinkan juga untuk menggunakan satelit untuk menentukan lokasi mereka secara individual di mana saja di dunia. Diasumsikan bahwa pengguna akan memiliki perangkat navigasi individu berukuran kecil dan murah seperti transistor kecil.
Setiap tahun sistem komunikasi satelit akan menjadi bagian yang semakin penting dari Sistem Komunikasi Terpadu, elemen penting sistem komunikasi global. Mereka masih memainkan peran penting dalam meningkatkan komunikasi dan saling pengertian antar negara, dan seiring waktu peran ini akan meningkat.
Bibliografi:
1. Akademi Ilmu Pengetahuan Uni Soviet "Cosmos-Earth" Ed. "Ilmu", Moskow 1981
2. Ensiklopedia Anak, jilid 2. Ed. "Akademi Ilmu Pedagogis RSFSR", Moskow 1962
3. Talyzin N.V. "Satelit komunikasi - Bumi dan Alam Semesta", 1977
Pencarian teks lengkap:
Beranda> Abstrak> Astronomi
Badan Komunikasi Federal
Institusi pendidikan negara
Universitas Negeri Siberia
Telekomunikasi dan Informatika”
Departemen Penyiaran Radio dan Televisi
KARANGAN
tentang Dasar-Dasar Telekomunikasi
tema: "Komunikasi radio satelit".
Selesai: siswa tahun pertama
Leonov N.I.
Diperiksa oleh: G.P. Katunin
Novosibirsk-2009
1. Satelit Bumi Buatan sebagai repeater untuk sistem
koneksi. ………………………………………………………………. …………. ………… .3
2. Prinsip-prinsip konstruksi dan fitur CCS …………………………………… .7
3. Tren teknologi ……………………………………………… .. ……… 11
4. Stasiun luar angkasa ………………………………………………………… 12
5. Stasiun bumi ……………………………………………………………… .16
1. Satelit Bumi Buatan sebagai repeater untuk sistem komunikasi
Meningkatkan jangkauan dan kapasitas sistem komunikasi selalu menjadi masalah mendasar dalam bidang ini. Sayangnya, karakteristik yang sesuai, sebagai suatu peraturan, ternyata menjadi alternatif: langkah-langkah untuk meningkatkan kapasitas mengarah pada pengurangan jangkauan, dan sebaliknya. Secara khusus, peningkatan bandwidth memerlukan transisi ke panjang gelombang frekuensi yang lebih tinggi, sinyal yang dapat langsung ditransmisikan secara praktis hanya melalui jarak line-of-sight.
Keberhasilan dalam pengembangan astronotika memungkinkan untuk menggunakan satelit sebagai pengulang tersebut. Karena mereka dapat ditempatkan hampir secara sewenang-wenang tinggi di atas Bumi, area layanan mereka tidak hanya dapat mencakup negara atau laut tertentu, tetapi juga seluruh benua dan lautan. Dalam kasus umum, satelit bergerak dalam orbit elips, di salah satu fokus di mana pusat Bumi berada. Satelit bergerak relatif terhadap pengamat darat, dan dengannya area layanan bergerak di sepanjang permukaan yang gelap. Akibatnya, seseorang harus meningkatkan jumlah satelit dalam sistem, atau setuju bahwa komunikasi sepanjang waktu tidak akan disediakan.
Perbaikan keadaan dapat dicapai jika orbit satelit dipilih sehingga periode revolusi satelit di sekitar Bumi dalam rasio sederhana dengan periode revolusi di sekitar porosnya (orbit sinkron). Penggunaan orbit semacam itu mengarah pada jadwal sesi komunikasi yang mungkin konstan, karena untuk setiap pengamat darat, satelit relai (SR) muncul pada titik tertentu di bola langit secara berkala, terus-menerus pada waktu yang sama.
Penyederhanaan lebih lanjut dari sistem komunikasi satelit terjadi jika:
Orbit satelit itu melingkar dan terletak di bidang ekuator;
Periode orbit satelit tepat satu hari. Satelit semacam itu umumnya tetap diam relatif terhadap pengamat darat mana pun. Orbit yang sesuai disebut geostasioner(GSO), dan satelit bergerak di sepanjang itu - Perlengkapan tulis. GSO memiliki radius sekitar 42,3 ribu km. Ini unik dan satu-satunya, oleh karena itu penempatan satelit di atasnya dikontrol secara ketat oleh organisasi internasional yang dipimpin oleh naungan PBB saat ini, International Telecommunication Union (ITU). Organisasi yang sama dipercayakan dengan koordinasi internasional sistem komunikasi satelit lainnya untuk secara rasional membatasi pengaruh timbal balik di antara mereka.
Meskipun saat ini sebagian besar SR yang digunakan adalah stasioner dan, mereka tidak tanpa kekurangan yang signifikan. Satelit-satelit inilah yang paling cocok untuk melayani daerah tropis dan subtropis. Saat pengamat bergerak di permukaan bumi dari titik sub-satelit di sepanjang meridian ke kutub bumi, sudut elevasi arah ke pesawat ruang angkasa stasioner (SC) berkurang, mencapai nol untuk garis lintang ke-82 (utara atau selatan). Untuk titik-titik meridian sub-satelit yang lebih dekat ke kutub, visibilitas satelit umumnya tidak ada. Mudah dipahami bahwa batas visibilitas geometris pesawat ruang angkasa stasioner, ketika pengamat menyimpang dari meridian sub-satelit, turun menuju ekuator. Selain itu, pengoperasian jalur radio dalam arah dengan sudut elevasi rendah umumnya sangat terhambat baik oleh penerimaan sinyal yang dipantulkan dari Bumi maupun oleh tindakan pelindung dari berbagai ketinggian, hutan, bangunan atau rintangan lainnya. Oleh karena itu, pesawat ruang angkasa yang diam praktis tidak mampu melayani wilayah yang terletak di utara lingkaran kutub utara dan selatan. Sementara itu, wilayah-wilayah ini sering menjadi kepentingan yang signifikan, misalnya, bagi Rusia. Bahkan wilayah Kutub Utara sangat menarik, terutama karena fakta bahwa rute paling menguntungkan dari sejumlah maskapai penerbangan paling penting melewatinya.
Orbit SR dapat dipilih untuk memberikan layanan preferensial ke wilayah tertentu di permukaan bumi. Jadi, dan Rusia ditawari orbit elips, yang secara khusus disesuaikan untuk melayani wilayah utara planet kita. Puncak orbit ini terletak di belahan bumi utara pada jarak sekitar 40 ribu km dari permukaan bumi, dan perigee terletak pada ketinggian beberapa ratus kilometer di atas belahan bumi selatan. Bidang orbit dimiringkan ke ekuator sekitar 65 °. Periode orbit satelit di orbit ini adalah setengah hari, jadi itu adalah satelit sinkron. Dalam sehari, dia membuat dua putaran "yang pertama, disebut utama, mencapai puncaknya di Siberia (pada titik dengan koordinat geografis 63 "5 ° LU dan 81 ° E), dan yang kedua - konjugasi - pada titik dengan garis lintang yang sama, tetapi bergeser dalam garis bujur sebesar 180 °, yaitu ... 99 ° W (di atas Kanada). Parameter orbit ini dipilih sehingga & dari bagian orbit yang berdekatan dengan apogee, kecepatan pergerakan sudut satelit dalam arah "timur-barat" bertepatan dengan kecepatan untuk Bumi. Kondisi ini kira-kira terpenuhi di seluruh bagian kerja orbit (dari tiga hingga empat jam sebelum mencapai puncak hingga tiga hingga empat jam setelah perjalanannya) dan memastikan bahwa satelit tidak bergerak terhadap pengamat mana pun di Bumi di timur. -arah barat.
Pada bagian kerja orbit, perpindahan ke arah "utara-selatan" juga relatif kecil. Orbit elips memberikan layanan ke belahan bumi utara, termasuk wilayah Kutub Utara dengan sudut elevasi yang cukup besar. Kerugiannya adalah kebutuhan untuk menggunakan sistem tiga atau empat satelit untuk menjaga kesinambungan komunikasi di siang hari, yang meningkatkan biaya segmen ruang dari sistem; Penting juga bahwa ketika menggunakan satelit elips di ES, perlu untuk menyediakan pelacakan antena dari pergerakan pesawat ruang angkasa, yang juga meningkatkan biaya kompleks terestrial sistem.
Satelit pengulang (SR) harus menerima sinyal dari stasiun bumi (ES) dari sistem komunikasi, memperkuatnya dan mengirimkannya kembali ke ES yang dituju oleh mata. Dengan demikian, CP berisi peralatan penerima dan transmisi untuk menyampaikan sinyal.
Karena gain ujung-ke-ujung dari jalur transceiver SR harus cukup besar, maka perlu untuk menerima dan mentransmisikan pada frekuensi yang berbeda (jika tidak, eksitasi jalur sendiri tidak dapat dihindari). Dengan demikian, konverter frekuensi juga merupakan elemen tak terpisahkan dari jalur transmisi ulang.
Keunikan repeater layanan penyiaran adalah bahwa bagi mereka yang utama adalah jalur transmisi, di mana penggantungan sebenarnya dilakukan. Peralatan penerima juga dipasang pada sistem penyiaran, yang digunakan untuk menerima program siaran yang disediakan di pesawat. Tautan radio on-board disebut pengumpan
Satelit relai, seperti pesawat ruang angkasa aktif lainnya, kecuali jalur relai itu sendiri, yang dirujuk dalam kaitannya dengan perangkat ini, muatan(PN) juga berisi sejumlah sistem tambahan, seperti sistem catu daya, sistem orientasi dan stabilisasi, sistem pengaturan dan kontrol termal. Yang terakhir termasuk sistem untuk menghasilkan dan mentransmisikan informasi telemetri. Pesawat ruang angkasa dikurangi muatannya disebut platform luar angkasa(KP). Platform semacam itu dapat digunakan dalam kombinasi dengan berbagai kendaraan penerbangan untuk membuat sejumlah pesawat ruang angkasa yang berbeda.
Saat ini, untuk kepentingan dinas tetap dan penyiaran, SR stasioner paling sering digunakan. Parameter khas dari platform satelit tersebut:
rasio daya-terhadap-berat hingga 5-7 kW, dan 1,5-2 kW dialokasikan untuk memberi daya pada muatan;
berat pesanan 2-3 ton, termasuk muatan 0,5-0,8 g;
akurasi orientasi dan stabilisasi orde 0,1;
periode keberadaan aktif adalah 12-15 tahun.
Seiring dengan pesawat ruang angkasa standar, saat ini dianggap menjanjikan untuk menggunakan pesawat ruang angkasa kecil (SSC) untuk kepentingan layanan tetap dengan massa 500-800 kg (termasuk PS 100-200 kg) dan rasio power-to-weight 1,8-2,5 kW. Keuntungan dari pesawat ruang angkasa kecil adalah kemungkinan peluncuran kelompok atau pendamping (bersama dengan pesawat ruang angkasa standar), yang secara signifikan mengurangi biaya peluncuran. SSC dapat diluncurkan pada titik-titik di mana SR lain sudah berada dan memberikan tambahan barel yang diperlukan yang beroperasi di sana atau penggantian barel yang tidak dipesan. Mereka juga dapat digunakan untuk membangun sistem komunikasi satelit nasional di negara-negara yang relatif kecil atau miskin.
Tergantung pada komposisi pengguna, SR dibagi menjadi internasional dan nasional. SR internasional yang paling terkenal dari layanan tetap adalah Intelsat dan Eutelsat. Perusahaan internasional Intersputnik juga memiliki sumber daya yang signifikan. SR Eutelsat juga berisi trunk yang paling sering digunakan oleh negara-negara Eropa untuk penyiaran televisi. Sistem satelit Astra digunakan khusus untuk tujuan ini.
Sistem nasional layanan tetap satelit Rusia saat ini menggunakan SR tipe Express, serta Yamal dari berbagai modifikasi.
2. Prinsip-prinsip konstruksi dan fitur CCC.
Jenis orbit. Satelit komunikasi dapat berada dalam orbit melingkar atau elips. Dengan demikian, pusat Bumi bertepatan dengan pusat orbit melingkar atau dengan salah satu fokus orbit elips (Gbr. 1).
Injeksi Saya antara bidang orbit dan bidang ekuator disebut inklinasi. Pada Saya=0 orbitnya disebut ekuator, ketika Saya= 90 ° - kutub, sisanya - miring. Orbit melingkar berbeda dalam kemiringan dan ketinggian H 3 di atas permukaan bumi. Orbit elips - dengan kemiringan dan ketinggian apogee A dan perigee P di atas permukaan bumi. Garis yang menghubungkan apogee dan perigee disebut garis apse. Medan gravitasi Bulan, Matahari, planet-planet, medan magnet Bumi, non-bulat Bumi dan faktor-faktor pengganggu lainnya menyebabkan perubahan parameter orbit dari waktu ke waktu. Untuk orbit elips miring, perubahan ini minimal jika kita memilih Saya= 63,4 °.
Dua jenis orbit telah menemukan aplikasi di SSS: tipe elips tinggi "Molniya" dan orbit geostasioner. Yang pertama mendapatkan namanya dari satelit komunikasi Soviet "Molniya". Parameternya: ketinggian apogee sekitar 40 ribu km, ketinggian perigee sekitar 500 km, i≈63,4 °. Puncak orbit berada di atas belahan bumi utara. Periode orbit satelit adalah 12 jam.Satelit membuat dua putaran per hari. Oleh karena itu, setiap hari ia terlihat di wilayah yang sama di Bumi pada waktu yang sama. Orbit di mana periode orbit satelit adalah kelipatan dari hari Bumi disebut subsinkron. Menurut hukum kedua Kepler, di wilayah apogee orbit elips tinggi, satelit bergerak jauh lebih lambat daripada di perigee. Sesi komunikasi dilakukan ketika satelit bergerak di sepanjang bagian orbit yang berdekatan dengan apogee. Itu bisa bertahan sekitar 8 jam, karena selama ini satelit di orbit tipe Molniya terlihat di seluruh USSR. Dengan menempatkan tiga satelit di orbit, dimungkinkan untuk menjaga komunikasi sepanjang waktu. Satelit ini bergerak relatif terhadap ES, oleh karena itu, pada yang terakhir, perlu memasang antena seluler yang melacak satelit.
Orbit geostasioner(GO) adalah orbit lingkaran ekuator dengan H 3 = 35786 km. Satelit yang bergerak pada orbit ini disebut geostasioner. Ini berputar pada kecepatan sudut yang sama dengan Bumi, dan karena itu tampaknya tidak bergerak bagi pengamat di Bumi. Titik di permukaan bumi, di mana satelit berada pada puncaknya, disebut sub-satelit. Untuk satelit geostasioner, lintasan titik sub-satelit berdegenerasi menjadi titik di ekuator. Bujur titik ini menentukan posisi satelit geostasioner. Komunikasi melalui satelit semacam itu dapat dipertahankan menggunakan antena tetap ES. Bahkan, fluktuasi yang relatif kecil pada posisi satelit sering kali perlu diperhitungkan yang disebabkan oleh faktor-faktor pengganggu di atas. Di bawah pengaruh mereka, titik sub-satelit mulai berosilasi dengan frekuensi harian. Selang beberapa waktu, lintasan pergerakan titik sub-satelit dalam sehari berbentuk "angka delapan", memanjang ke arah utara-selatan, dengan pusat di khatulistiwa. Dalam setahun, rentang angka delapan ini akan menjadi sekitar ± 1 °. Karena itu, perlu untuk secara berkala memperbaiki posisi satelit di orbit.
Komunikasi satelit ……………………………………………… ..4 1.1 Sejarah satelit komunikasi ………………………………………………… .4 1.2 Organisasi satelit bagasi ………………………………………… ..5 ... konferensi administrasi pada komunikasi radio(WARC-92), ...
Satelit Bumi Buatan (AES) - luar angkasa pesawat terbang berputar mengelilingi bumi dalam orbit geosentris. Untuk bergerak di orbit di sekitar Bumi, perangkat harus memiliki kecepatan awal yang sama atau lebih besar dari kecepatan kosmik pertama. Penerbangan AES dilakukan pada ketinggian hingga beberapa ratus ribu kilometer. Batas bawah ketinggian terbang AES ditentukan oleh kebutuhan untuk menghindari proses perlambatan cepat di atmosfer. Periode orbit satelit, tergantung pada ketinggian penerbangan rata-rata, dapat berkisar dari satu setengah jam hingga beberapa tahun. Yang paling penting adalah satelit di orbit geostasioner, yang periode orbitnya sama dengan hari, dan oleh karena itu, bagi pengamat darat, mereka "menggantung" tidak bergerak di langit, yang memungkinkan untuk menyingkirkan perangkat putar di antena.
Sesuai dengan kesepakatan internasional, sebuah pesawat ruang angkasa disebut satelit jika telah menyelesaikan setidaknya satu revolusi mengelilingi Bumi. Jika tidak, itu dianggap sebagai probe rudal yang mengukur sepanjang lintasan balistik dan tidak terdaftar sebagai satelit. Bergantung pada tugas yang diselesaikan dengan bantuan satelit, mereka dibagi lagi menjadi penelitian ilmiah dan terapan. Jika satelit dilengkapi dengan pemancar radio, satu atau beberapa peralatan pengukur lainnya, lampu flash untuk memasok sinyal cahaya, dll., Itu disebut aktif. Satelit pasif biasanya dirancang untuk pengamatan dari permukaan bumi ketika memecahkan beberapa masalah ilmiah (satelit tersebut termasuk satelit balon yang berdiameter beberapa puluh meter). Satelit penelitian digunakan untuk menjelajahi Bumi, benda langit, luar angkasa. Ini termasuk, khususnya, satelit geofisika (lihat satelit Geofisika), satelit geodesi, observatorium astronomi yang mengorbit, dll. Satelit yang digunakan adalah satelit Komunikasi, satelit meteorologi (lihat Satelit meteorologi), satelit untuk studi sumber daya bumi, satelit navigasi ( Lihat Navigasi satelit), satelit untuk tujuan teknis (untuk mempelajari pengaruh kondisi ruang pada material, untuk pengujian dan pengembangan sistem di atas kapal), dan satelit lain yang ditujukan untuk penerbangan manusia disebut kapal satelit berawak. AES di orbit khatulistiwa yang terletak di dekat bidang khatulistiwa disebut khatulistiwa, satelit di orbit kutub (atau sirkumpolar) yang lewat di dekat kutub bumi disebut kutub. AES, diluncurkan ke orbit khatulistiwa melingkar, terletak 35860 km dari permukaan bumi, dan bergerak ke arah yang bertepatan dengan arah rotasi bumi, "menggantung" tak bergerak di satu titik permukaan bumi; satelit semacam itu disebut stasioner.
Satelit pertama "Sputnik".
Diluncurkan di bawah program IGY (Tahun Geofisika Internasional) selama periode aktivitas matahari maksimum (1957-1958). Massa satelit adalah 83,6 kg. Kasus - bola dia. 0,58 m. Seumur hidup adalah 92 hari.
Satelit pertama dengan binatang ("Sputnik-2" dengan anjing Laika).
Satelit itu tidak dipisahkan dan mewakili seluruh tahap kedua - blok pusat roket. Berat muatan 503,8 kg Tanggal peluncuran 11/03/1957
Satelit komunikasi pertama - repeater aktif ("Atlas-Speed")
bahasa Inggris Atlas-Score, Atlas dari kendaraan peluncuran dan SCORE dari Signal Communcations Orbit Relay Experiment - percobaan untuk menyampaikan sinyal komunikasi dari orbit. Tanggal peluncuran 18/12/1958
Satelit meteorologi pertama "TIROS-1"
("TIROS", disingkat Television Infra-Red Observation Satellite, adalah satelit observasi dengan peralatan televisi dan infra merah untuk memperoleh gambar tutupan awan dan mengukur radiasi termal Bumi). Berat 120kg. Casing - Prisma 18 sisi (tinggi 0,5 m, lebar silang maks. ~ 1 m) Tanggal peluncuran 04/01/1960
Pesawat pengintai satelit Soviet pertama (Zenit-2)
Nama resminya adalah "Cosmos-4". Dibuat berdasarkan stasiun kompresor Vostok 2K. Memiliki kapsul keturunan untuk kembalinya peralatan ilmiah dan film fotografi ke Bumi. Tanggal peluncuran 26/04/1962
20. Stasiun antarplanet otomatis: tujuan dan sasaran penerapannya, contoh penerapannya.
Sebuah stasiun antarplanet otomatis (AMS) adalah pesawat ruang angkasa tak berawak yang dirancang untuk penerbangan di ruang antarplanet (bukan di orbit geosentris) dengan pelaksanaan berbagai tugas yang diberikan. Meskipun ada beberapa lusin negara dengan satelit dekat bumi, hanya beberapa negara yang menguasai teknologi kompleks stasiun antarplanet - Uni Soviet / Rusia, AS, Eropa / ESA, Jepang, Cina, India. Pada saat yang sama, hanya empat yang pertama dikirim ke Mars, Venus dan komet, ke asteroid - hanya Amerika Serikat, Eropa dan Jepang, ke Merkurius, Uranus dan Neptunus - hanya Amerika Serikat, ke Jupiter dan Saturnus - Amerika Serikat , yang dua AMS dengan partisipasi ESA. Mengingat biaya yang signifikan dan kompleksitas penerbangan antarplanet yang tinggi, proyek-proyek internasional di bidang ini memiliki prospek yang besar. Misalnya, penyelidikan generasi baru untuk menjelajahi sistem Jupiter direncanakan dengan partisipasi bersama dari NASA, ESA, Roscosmos dan JAXA. AMC biasanya dirancang untuk melaksanakan berbagai tugas, mulai dari proyek penelitian hingga demonstrasi politik. Objek khas untuk tugas penelitian adalah planet lain, satelit alaminya, komet, dan objek lainnya. Tata surya... Dalam hal ini, pemotretan, pemindaian relief biasanya dilakukan; parameter arus medan magnet, radiasi, suhu diukur; komposisi kimia atmosfer planet lain, tanah, dan luar angkasa di dekat planet tersebut; karakteristik seismik planet diperiksa. Akumulasi pengukuran secara berkala ditransmisikan ke Bumi menggunakan komunikasi radio. Sebagian besar AMC memiliki komunikasi radio dua arah dengan Bumi, yang memungkinkan untuk menggunakannya sebagai perangkat yang dikendalikan dari jarak jauh. V saat ini Frekuensi dalam jangkauan radio digunakan sebagai saluran untuk transmisi data. Prospek penggunaan laser untuk komunikasi antarplanet sedang diselidiki. Jarak yang jauh menciptakan penundaan yang signifikan dalam pertukaran data, oleh karena itu tingkat otomatisasi AMC diupayakan untuk dimaksimalkan.
Satelit buatan pertama Bulan (ISL "Luna-10")
Waktu keberadaannya adalah 56 hari, membuat 460 putaran mengelilingi Bulan, diluncurkan pada 31/03/1966, disuntikkan ke orbit mengelilingi Bulan pada 04/03/1966
Satelit buatan pertama Mars ISM ("Mariner-9")
Massa pesawat ruang angkasa adalah 998 kg, termasuk. 450 kg KTDU, daya dorong 1,3 kN. Mentransfer 7329 gambar Mars (resolusi hingga 0,1 m), satelitnya Deimos dan Phobos. Berdasarkan gambar, peta planet disusun dan area pendaratan modul pendaratan pesawat ruang angkasa Viking-1 dan Viking-2 dipilih, yang mendarat di Mars pada 20.07. dan 04.09. 1976 pada jarak 6400 km dari satu sama lain. Diluncurkan 30/05/1971; kesimpulan untuk mengorbit di sekitar Mars 14/11/1971
Soviet pertama satelit buatan Mars ISM ("Mars-2", "Mars-3")
Massa pesawat ruang angkasa masing-masing 4650 kg, mereka memiliki kompartemen orbital dan kendaraan turun. ISM, setelah pemisahan, pengereman di atmosfer, penurunan dan pendaratan lunak pesawat ruang angkasa di permukaan Mars, berfungsi sebagai pengulang untuk mengirimkan data dari pesawat ruang angkasa ke Bumi. ISM memiliki peralatan ilmiah dan dua kamera foto-televisi dengan panjang fokus berbeda untuk memotret permukaan Mars. Peluncuran pada 19/05/1971; diluncurkan ke orbit sekitar Mars pada 27 November dan 2 Desember 1971
Satelit buatan pertama Venus ISV (Venera-9, Venera-10).
Peluncuran pada 08.06 dan 14.06.1975; diluncurkan ke orbit sekitar Venus pada 22.10 dan 25.10.1975.
Satelit buatan pertama Saturnus, AMS Cassini.
Anggaran proyek lebih dari $ 3 miliar Dengan bantuan peralatan ini, banyak satelit baru Saturnus ditemukan, foto-foto unik planet itu sendiri dan satelitnya diperoleh. Massa Cassini pada awalnya adalah 5710 kg, termasuk 320 kg Huygens, 336 kg instrumen ilmiah, dan 3130 kg bahan bakar. Stasiun ini memiliki tinggi 6,7 m dan lebar 4 m. Tanggal peluncuran 15/10/1997, mengorbit Saturnus 30/06/2004 Satelit buatan pertama Merkurius "Messenger" dalam terjemahan "Messenger" - singkatan dari MErcury Surface, Space Environment, GEochemistry and Ranging Massa peluncuran AMC MESSENGER adalah sekitar 1100 kg, dengan hampir 600 kg (lebih dari setengah dari total massa) - bahan bakar. Badan peralatan terbuat dari bahan grafit komposit dan memiliki dimensi 1,42 × 1,85 × 1,27 m Daya 450 kW Tanggal peluncuran 17/03/2011 peluncuran orbit 18/03/2011.
x
x
(AES)
pesawat ruang angkasa diluncurkan ke orbit di sekitar Bumi dan dirancang untuk memecahkan masalah ilmiah dan terapan. Peluncuran satelit pertama, yang menjadi benda angkasa buatan pertama yang dibuat oleh manusia, dilakukan di Uni Soviet pada 4 Oktober 1957 dan merupakan hasil dari kemajuan teknologi roket, elektronik, kontrol otomatis, teknologi komputer, mekanika angkasa, dan cabang ilmu pengetahuan dan teknologi lainnya. Dengan bantuan satelit ini, kepadatan atmosfer atas diukur untuk pertama kalinya (dari perubahan orbitnya), fitur perambatan sinyal radio di ionosfer diselidiki, perhitungan teoretis dan solusi teknis utama yang terkait dengan peluncuran satelit buatan ke orbit diperiksa. Pada 1 Februari 1958, satelit Amerika pertama "Explorer-1" diluncurkan ke orbit, dan beberapa saat kemudian negara-negara lain juga melakukan peluncuran satelit secara independen: 26 November 1965 - Prancis (satelit "A-1"), November 29, 1967 - Australia ("VRESAT- 1 "), 11 Februari 1970 - Jepang (" Osumi "), 24 April 1970 - China (" China-1 "), 28 Oktober 1971 - Inggris Raya (" Prospero " ). Beberapa satelit buatan Kanada, Prancis, Italia, Inggris Raya, dan negara-negara lain telah diluncurkan (sejak 1962) menggunakan kendaraan peluncuran Amerika. Dalam praktik penelitian luar angkasa, tersebar luas kerjasama internasional... Jadi, dalam kerangka kerja sama ilmiah dan teknis negara-negara sosialis, sejumlah satelit telah diluncurkan. Yang pertama, Interkosmos-1, diluncurkan ke orbit pada tanggal 14 Oktober 1969. Pada tahun 1973, lebih dari 1300 satelit dari berbagai jenis telah diluncurkan, termasuk sekitar 600 Soviet dan lebih dari 700 Amerika dan negara-negara lain, termasuk pesawat ruang angkasa berawak-satelit dan stasiun orbital dengan kru.
Informasi Umum tentang satelit. Sesuai dengan kesepakatan internasional, sebuah pesawat ruang angkasa disebut satelit jika telah menyelesaikan setidaknya satu revolusi mengelilingi Bumi. Jika tidak, itu dianggap sebagai probe rudal yang mengukur sepanjang lintasan balistik dan tidak terdaftar sebagai satelit. Bergantung pada tugas yang diselesaikan dengan bantuan satelit, mereka dibagi lagi menjadi penelitian ilmiah dan terapan. Jika satelit dilengkapi dengan pemancar radio, satu atau beberapa peralatan pengukur lainnya, lampu kilat untuk memasok sinyal cahaya, dll., Itu disebut aktif. Satelit pasif biasanya dirancang untuk pengamatan dari permukaan bumi dalam memecahkan beberapa masalah ilmiah (satelit tersebut termasuk satelit balon, mencapai beberapa lusin M). Satelit penelitian digunakan untuk menjelajahi Bumi, benda langit, luar angkasa. Ini termasuk, khususnya, satelit geofisika (lihat), observatorium astronomi orbital, dll. Satelit yang diterapkan adalah satelit meteorologi (lihat), satelit untuk mempelajari sumber daya bumi, satelit navigasi (lihat), satelit teknis ( untuk mempelajari efek ruang angkasa kondisi bahan, untuk pengujian dan pengerjaan sistem di atas kapal) dan satelit lain yang ditujukan untuk penerbangan manusia disebut satelit pesawat ruang angkasa berawak. AES di orbit khatulistiwa yang terletak di dekat bidang khatulistiwa disebut khatulistiwa, satelit di orbit kutub (atau sirkumpolar) yang lewat di dekat kutub bumi disebut kutub. AES, diluncurkan ke orbit ekuator melingkar, terletak di 35860 km dari permukaan Bumi, dan bergerak ke arah yang bertepatan dengan arah rotasi Bumi, "menggantung" tak bergerak di satu titik permukaan bumi; satelit semacam itu disebut stasioner. Tahap terakhir kendaraan peluncuran, kerucut hidung dan beberapa bagian lain, terpisah dari satelit selama peluncuran ke orbit, adalah objek orbital sekunder; mereka biasanya tidak disebut satelit, meskipun mereka mengorbit di sekitar bumi dan dalam beberapa kasus berfungsi sebagai objek pengamatan untuk tujuan ilmiah.
Sesuai dengan sistem internasional pendaftaran objek luar angkasa (satelit, wahana antariksa (lihat), dll.) di dalam organisasi Internasional COSPAR pada tahun 1957-1962, objek luar angkasa ditunjuk berdasarkan tahun peluncuran dengan penambahan huruf Yunani yang sesuai dengan nomor urut peluncuran pada tahun tertentu, dan angka Arab - jumlah objek orbit tergantung pada kecerahannya atau tingkat signifikansi ilmiah. Jadi, 1957α2 - penunjukan satelit Soviet pertama yang diluncurkan pada tahun 1957; 1957α1 - Penunjukan tahap terakhir kendaraan peluncuran satelit ini (kendaraan peluncuran lebih cerah). Seiring bertambahnya jumlah peluncuran, mulai 1 Januari 1963, objek luar angkasa mulai ditandai dengan tahun peluncuran, nomor urut peluncuran pada tahun tersebut, dan huruf kapital alfabet Latin (kadang juga diganti dengan nomor urut) . Jadi, satelit "Interkosmos-1" memiliki penunjukan: 1969 88A atau 1969 088 01. program nasional Untuk penelitian luar angkasa, serangkaian satelit sering memiliki nama sendiri: "Cosmos" (USSR), "Explorer" (AS), "Diadem" (Prancis), dll. Di luar negeri, kata "satelit" hingga tahun 1969 hanya digunakan di hubungannya dengan satelit Soviet. Pada tahun 1968-69, selama persiapan kamus kosmonotika multibahasa internasional, sebuah kesepakatan dicapai yang menyatakan bahwa istilah "satelit" diterapkan pada satelit yang diluncurkan di negara mana pun.
Sesuai dengan berbagai masalah ilmiah dan terapan yang diselesaikan dengan bantuan satelit, satelit dapat memiliki ukuran, bobot, skema desain, dan komposisi peralatan onboard yang berbeda. Misalnya, massa satelit terkecil (dari seri EPC) hanya 0,7 kg; Satelit Soviet "Proton-4" memiliki massa sekitar 17 T... Massa stasiun orbital Salyut dengan pesawat ruang angkasa Soyuz yang berlabuh lebih dari 25 T... Massa terbesar dari muatan yang diluncurkan ke orbit oleh satelit adalah sekitar 135 T(Pesawat ruang angkasa Amerika Apollo dengan tahap terakhir dari kendaraan peluncuran). Bedakan antara satelit otomatis (riset dan terapan), di mana pengoperasian semua instrumen dan sistem dikendalikan oleh perintah yang datang baik dari Bumi atau dari perangkat perangkat lunak onboard, kapal satelit berawak, dan stasiun orbit dengan kru.
Untuk memecahkan beberapa masalah ilmiah dan terapan, satelit perlu diorientasikan dengan cara tertentu di ruang angkasa, dan jenis orientasi ditentukan terutama oleh tujuan satelit atau fitur peralatan yang dipasang di atasnya. Jadi, orientasi orbital, di mana salah satu sumbu terus diarahkan secara vertikal, memiliki satelit yang dimaksudkan untuk mengamati objek di permukaan dan di atmosfer Bumi; AES untuk penelitian astronomi dipandu oleh benda-benda langit: bintang, Matahari. Dengan perintah dari lapangan atau oleh program tertentu, orientasi dapat diubah. Dalam beberapa kasus, tidak seluruh satelit diorientasikan, tetapi hanya beberapa elemennya, misalnya, antena yang sangat terarah - ke titik ground, baterai surya - ke Matahari. Agar arah sumbu tertentu dari satelit tetap tidak berubah di ruang angkasa, diperintahkan untuk berputar di sekitar sumbu ini. Untuk orientasi, sistem gravitasi, aerodinamis, dan magnetik juga digunakan - yang disebut sistem kontrol sikap pasif, dan sistem yang dilengkapi dengan organ kontrol reaktif atau inersia (biasanya pada satelit kompleks dan pesawat ruang angkasa) - sistem sikap aktif. AES, yang memiliki mesin jet untuk manuver, koreksi lintasan atau penurunan dari orbit, dilengkapi dengan sistem kontrol gerak, yang komponennya adalah sistem kontrol sikap.
Peralatan onboard dari sebagian besar satelit ditenagai oleh panel surya, panel yang berorientasi tegak lurus terhadap arah sinar matahari atau ditempatkan sedemikian rupa sehingga beberapa di antaranya diterangi oleh matahari pada posisi apa pun relatif terhadap satelit. disebut panel surya omnidirectional). Baterai surya memastikan pengoperasian peralatan onboard dalam jangka panjang (hingga beberapa tahun). AES, dirancang untuk waktu operasi terbatas (hingga 2-3 minggu), menggunakan sumber daya elektrokimia - baterai, sel bahan bakar. Beberapa satelit memiliki generator isotop energi listrik di dalamnya. Rezim termal satelit yang diperlukan untuk pengoperasian peralatan onboard mereka didukung oleh sistem kontrol termal.
Di satelit, dicirikan oleh pelepasan panas yang signifikan dari peralatan, dan di pesawat ruang angkasa, sistem dengan loop perpindahan panas cair digunakan; pada satelit dengan peralatan pelepasan panas rendah dalam beberapa kasus dibatasi oleh cara pasif kontrol termal (pemilihan permukaan eksternal dengan koefisien optik yang sesuai, insulasi termal elemen individu).
Transmisi informasi ilmiah dan lainnya dari satelit ke Bumi dilakukan dengan menggunakan sistem telemetri radio (seringkali dengan perangkat penyimpanan onboard untuk merekam informasi selama periode penerbangan satelit di luar zona visibilitas radio stasiun bumi).
Kapal satelit berawak dan beberapa satelit otomatis memiliki kendaraan turun untuk kembalinya kru ke Bumi, instrumen individu, film, dan hewan percobaan.
gerakan AES. AES diluncurkan ke orbit menggunakan kendaraan peluncuran multitahap otomatis yang dipandu, yang bergerak dari peluncuran ke titik desain tertentu di ruang angkasa karena daya dorong yang dikembangkan oleh mesin jet. Jalur ini, yang disebut lintasan satelit di orbit, atau bagian aktif dari pergerakan roket, biasanya berkisar antara beberapa ratus hingga dua atau tiga ribu meter. km... Roket mulai, bergerak vertikal ke atas, dan melewati lapisan terpadat atmosfer bumi dengan kecepatan yang relatif rendah (yang mengurangi biaya energi untuk mengatasi hambatan atmosfer). Saat naik, roket secara bertahap berbalik, dan arah gerakannya menjadi dekat dengan horizontal. Di segmen yang hampir horizontal ini, dorong roket dihabiskan bukan untuk mengatasi efek pengereman gaya gravitasi bumi dan hambatan atmosfer, tetapi terutama untuk meningkatkan kecepatan. Setelah roket mencapai kecepatan desain (dalam besaran dan arah) pada akhir bagian aktif, pengoperasian mesin jet berhenti; inilah yang disebut titik penyisipan satelit ke orbit. Pesawat ruang angkasa yang diluncurkan, yang membawa tahap terakhir roket, secara otomatis terpisah darinya dan memulai gerakannya di orbit tertentu relatif terhadap Bumi, menjadi benda angkasa buatan. Pergerakannya tunduk pada kekuatan pasif (daya tarik Bumi, serta Bulan, Matahari dan planet-planet lain, resistensi atmosfer bumi, dll.) Dan kekuatan aktif (kontrol), jika mesin jet khusus dipasang di naik pesawat ruang angkasa. Jenis orbit awal satelit relatif terhadap Bumi sepenuhnya bergantung pada posisi dan kecepatannya pada akhir bagian gerak aktif (saat satelit memasuki orbit) dan dihitung secara matematis menggunakan metode mekanika langit. Jika kecepatan ini sama dengan atau melebihi (tetapi tidak lebih dari 1,4 kali) kecepatan kosmik pertama (lihat) (sekitar 8 km/detik dekat permukaan bumi), dan arahnya tidak menyimpang kuat dari horizontal, maka pesawat ruang angkasa memasuki orbit satelit bumi. Titik masuknya satelit ke orbit dalam hal ini terletak di dekat perigee orbit. Dimungkinkan juga untuk memasuki orbit di titik lain dari orbit, misalnya, di dekat apogee, tetapi karena dalam hal ini orbit satelit terletak di bawah titik peluncuran, titik peluncuran itu sendiri harus ditempatkan cukup tinggi, sementara kecepatan di ujung segmen aktif harus sedikit kurang dari yang melingkar.
Dalam perkiraan pertama, orbit satelit adalah elips dengan fokus di pusat Bumi (dalam kasus tertentu, lingkaran), yang mempertahankan posisi konstan di ruang angkasa. Pergerakan dalam orbit seperti itu disebut tidak terganggu dan sesuai dengan asumsi bahwa Bumi menarik menurut hukum Newton seperti bola dengan distribusi kerapatan bola dan bahwa hanya gravitasi Bumi yang bekerja pada satelit.
Faktor-faktor seperti resistensi atmosfer bumi, kompresi bumi, tekanan radiasi sinar matahari, daya tarik Bulan dan Matahari, adalah penyebab penyimpangan dari gerakan yang tidak terganggu. Studi tentang penyimpangan ini memungkinkan untuk memperoleh data baru tentang sifat-sifat atmosfer bumi, tentang medan gravitasi bumi. Karena resistensi atmosfer, satelit bergerak dalam orbit dengan perigee pada ketinggian beberapa ratus km, secara bertahap berkurang dan, jatuh ke lapisan atmosfer yang relatif padat pada ketinggian 120-130 km dan di bawah, runtuh dan terbakar; karena itu mereka memiliki rentang hidup yang terbatas. Jadi, misalnya, satelit Soviet pertama saat memasuki orbit pada ketinggian sekitar 228 . km di atas permukaan Bumi dan memiliki kecepatan hampir horizontal sekitar 7,97 km/detik. Sumbu semi-mayor dari orbit elipsnya (yaitu, jarak rata-rata dari pusat Bumi) adalah sekitar 6950 km, periode sirkulasi 96,17 min, dan titik terjauh dan terjauh dari orbit (perigee dan apogee) terletak pada ketinggian sekitar 228 dan 947 km masing-masing. Satelit itu ada hingga 4 Januari 1958, ketika, karena gangguan pada orbitnya, ia memasuki lapisan atmosfer yang padat.
Orbit di mana satelit diluncurkan segera setelah bagian percepatan roket pendorong kadang-kadang hanya menengah. Dalam hal ini, ada mesin jet di atas satelit, yang dihidupkan pada saat-saat tertentu untuk waktu yang singkat atas perintah dari Bumi, memberikan kecepatan tambahan ke satelit. Akibatnya, satelit dipindahkan ke orbit lain. Stasiun antarplanet otomatis biasanya diluncurkan pertama kali ke orbit satelit Bumi, dan kemudian ditransfer langsung ke jalur penerbangan ke Bulan atau planet.
pengamatan AES. Kontrol pergerakan satelit dan objek orbit sekunder dilakukan dengan mengamatinya dari stasiun bumi khusus. Berdasarkan hasil pengamatan tersebut, elemen orbit satelit ditentukan dan ephemeris dihitung untuk pengamatan mendatang, termasuk untuk memecahkan berbagai masalah ilmiah dan terapan. Menurut peralatan pengamatan yang digunakan, satelit dibagi menjadi optik, teknik radio, laser; untuk tujuan akhir mereka - untuk posisi (menentukan arah pada satelit) dan pengamatan pengintai, pengukuran kecepatan sudut dan spasial.
Pengamatan posisi paling sederhana adalah pengamatan visual (optik), dilakukan dengan menggunakan instrumen optik visual dan memungkinkan untuk menentukan koordinat langit satelit dengan akurasi hingga beberapa menit busur. Untuk memecahkan masalah ilmiah, pengamatan fotografi dilakukan menggunakan kamera satelit (lihat), yang memberikan akurasi penentuan hingga 1-2 "" pada posisi dan 0,001 detik Oleh waktu. Pengamatan optik hanya dimungkinkan jika satelit diterangi oleh sinar matahari (pengecualian adalah satelit geodetik yang dilengkapi dengan sumber cahaya berdenyut; mereka juga dapat diamati saat berada dalam bayangan bumi), langit di atas stasiun cukup gelap dan cuacanya mendukung untuk observasi. Kondisi ini secara signifikan membatasi kemungkinan pengamatan optik. Kurang bergantung pada kondisi seperti itu adalah metode teknis radio untuk mengamati satelit, yang merupakan metode utama untuk mengamati satelit selama periode pengoperasian sistem radio khusus yang dipasang di sana. Pengamatan tersebut terdiri dari penerimaan dan analisis sinyal radio, yang dihasilkan oleh pemancar radio satelit, atau dikirim dari Bumi dan diteruskan oleh satelit. Perbandingan fase sinyal yang diterima pada beberapa (setidaknya tiga) antena spasi memungkinkan Anda untuk menentukan posisi satelit di bola langit. Keakuratan pengamatan tersebut sekitar 3 "dalam posisi dan sekitar 0,001 detik Oleh waktu. Pengukuran pergeseran frekuensi Doppler (lihat) sinyal radio memungkinkan untuk menentukan kecepatan relatif satelit, jarak minimum ke sana selama perjalanan yang diamati dan saat ketika satelit berada pada jarak ini; pengamatan yang dilakukan secara bersamaan dari tiga titik memungkinkan untuk menghitung kecepatan sudut satelit.
Pengamatan rangefinder dilakukan dengan mengukur interval waktu antara pengiriman sinyal radio dari Bumi dan penerimaannya setelah transmisi ulang oleh radio-responder satelit on-board. Pengukuran jarak yang paling akurat ke satelit disediakan oleh pengukur jarak laser (akurasi hingga 1-2 M dan lebih tinggi). Sistem radar digunakan untuk pengamatan radio-teknis terhadap objek luar angkasa pasif.
Satelit penelitian. Peralatan yang dipasang di atas satelit, serta pengamatan satelit dari stasiun bumi, memungkinkan untuk melakukan berbagai penelitian geofisika, astronomi, geodesi, dan lainnya. Orbit satelit tersebut bervariasi - dari hampir melingkar pada ketinggian 200-300 km berbentuk elips memanjang dengan ketinggian puncak mencapai 500 ribu. km... Satelit penelitian termasuk satelit Soviet pertama, satelit Soviet dari "", "", "" "seri, satelit Amerika dari" Avangard "," Explorer "," OGO "," OSO "," observatorium astronomi); Satelit Inggris "Ariel", satelit Prancis "Diadem" dan lain-lain.Satelit penelitian membentuk sekitar setengah dari semua satelit yang diluncurkan.
Dengan bantuan instrumen ilmiah yang dipasang di satelit, komposisi netral dan ionik dari atmosfer bagian atas, tekanan dan suhunya, serta perubahan parameter ini dipelajari. Konsentrasi elektron di ionosfer dan variasinya dipelajari dengan menggunakan peralatan onboard dan dengan mengamati transmisi sinyal radio dari radio beacon onboard melalui ionosfer. Dengan bantuan ionosondes, struktur bagian atas ionosfer (di atas maksimum utama konsentrasi elektron) dan perubahan konsentrasi elektron tergantung pada lintang geomagnetik, waktu, dll telah dipelajari secara rinci. mekanisme proses atmosfer dan untuk memecahkan masalah praktis seperti peramalan komunikasi radio, peramalan keadaan atmosfer atas, dll.
Dengan bantuan satelit, mereka ditemukan dan diselidiki. Seiring dengan wahana antariksa, satelit memungkinkan untuk mempelajari struktur magnetosfer Bumi (lihat) dan sifat alirannya di sekitar angin matahari, serta karakteristik angin matahari itu sendiri (lihat) (kerapatan fluks dan energi partikel, besar dan sifat medan magnet "beku"), dll. Tidak dapat diakses untuk pengamatan radiasi matahari berbasis darat - ultraviolet dan sinar-X, yang sangat menarik dari sudut pandang pemahaman hubungan matahari-terestrial. Beberapa satelit terapan juga menyediakan data berharga untuk penelitian ilmiah. Dengan demikian, hasil pengamatan yang dilakukan pada satelit meteorologi banyak digunakan untuk berbagai studi geofisika.
Hasil pengamatan AES memungkinkan untuk menentukan dengan akurasi tinggi gangguan orbit AES, perubahan kepadatan atmosfer bagian atas (karena berbagai manifestasi aktivitas matahari), hukum sirkulasi atmosfer, struktur gravitasi bumi. lapangan, dll. Pengamatan sinkron posisi dan pengintai yang terorganisir secara khusus dari satelit (secara bersamaan dari beberapa stasiun) menggunakan metode geodesi satelit (lihat) memungkinkan referensi geodetik dari titik-titik yang terletak pada jarak ribuan km dari satu sama lain, mempelajari pergerakan benua, dll.
Satelit yang diterapkan. Satelit terapan termasuk satelit yang diluncurkan untuk menyelesaikan berbagai tugas teknis, ekonomi, dan militer.
Satelit komunikasi digunakan untuk menyediakan transmisi televisi, telepon radio, telegraf dan jenis komunikasi lainnya antara stasiun bumi yang terletak pada jarak hingga 10-15 ribu meter dari satu sama lain. km... Peralatan radio onboard dari satelit tersebut menerima sinyal dari stasiun radio berbasis darat, memperkuatnya dan mentransmisikannya kembali ke stasiun radio berbasis darat lainnya. Satelit komunikasi ditampilkan di orbit tinggi(sampai 40 ribu. km). Jenis satelit ini termasuk satelit Soviet " " , satelit Amerika "Sinkom", satelit "Intelsat", dll. Satelit komunikasi, diluncurkan ke orbit stasioner, terus-menerus berada di atas wilayah tertentu di permukaan bumi.
Satelit meteorologi dirancang untuk transmisi reguler ke stasiun bumi gambar televisi berawan, salju dan lapisan es Bumi, informasi tentang radiasi termal permukaan bumi dan awan, dll. AES jenis ini diluncurkan ke orbit yang dekat dengan lingkaran, dengan ketinggian 500-600 km hingga 1200-1500 km; petak mereka mencapai 2-3 ribu. km... Satelit meteorologi termasuk beberapa satelit Soviet dari seri Kosmos, satelit Amerika, Tyros, ESSA, dan Nimbus. Eksperimen sedang dilakukan pada pengamatan meteorologi global dari ketinggian mencapai 40 ribu. km(Satelit Soviet "Molniya-1", satelit Amerika "ATS").
Sangat menjanjikan dalam hal aplikasi di ekonomi Nasional adalah satelit untuk penelitian sumber daya alam Bumi. Seiring dengan pengamatan meteorologi, oseanografi dan hidrologi, satelit tersebut memungkinkan memperoleh informasi operasional yang diperlukan untuk geologi, pertanian, perikanan, kehutanan, dan pengendalian pencemaran lingkungan. Hasil yang diperoleh dengan menggunakan satelit dan pesawat ruang angkasa berawak, di satu sisi, dan pengukuran kontrol dari silinder dan pesawat, di sisi lain, menunjukkan prospek pengembangan bidang penelitian ini.
Satelit navigasi, yang fungsinya didukung oleh sistem pendukung darat khusus, digunakan untuk navigasi kapal laut, termasuk di bawah air. Pesawat ruang angkasa, menerima sinyal radio dan menentukan posisinya relatif terhadap satelit, yang koordinatnya di orbit diketahui setiap saat dengan akurasi tinggi, menetapkan posisinya. Satelit Amerika "Transit" dan "Navsat" adalah contoh satelit navigasi.
Kapal satelit berawak. Kapal satelit berawak dan stasiun orbit berawak adalah satelit tercanggih dan tercanggih. Mereka, sebagai suatu peraturan, dirancang untuk menyelesaikan berbagai tugas, pertama-tama - untuk melakukan penelitian ilmiah yang komprehensif, mengembangkan teknologi luar angkasa, mempelajari sumber daya alam Bumi, dll. "pilot-kosmonot Yu. A. Gagarin melakukan penerbangan mengelilingi Bumi pada orbit dengan ketinggian apogee 327 km... Pada tanggal 20 Februari 1962, pesawat ruang angkasa Amerika pertama dengan astronot J. Glenn di dalamnya memasuki orbit. Langkah baru dalam eksplorasi ruang angkasa dengan bantuan satelit berawak adalah penerbangan stasiun orbital Soviet "", di mana pada Juni 1971 kru G. T. Dobrovolsky, V. N. Volkov dan V. I. Patsaev melakukan program ilmiah dan teknis yang luas. penelitian lainnya.
menyala.: Aleksandrov S.G., Fedorov R.E., satelit dan pesawat ruang angkasa Soviet, edisi ke-2., M., 1961; Elyasberg P. Ye., Pengantar teori penerbangan satelit bumi buatan, Moskow, 1965; Ruppé G.O., Pengantar Astronautika, trans. dari bahasa Inggris, t.1, M., 1970; Levantovsky V.I., Mekanika penerbangan luar angkasa dalam presentasi dasar, M., 1970; King-Healy D., Teori orbit satelit buatan di atmosfer, trans. dari bahasa Inggris, M., 1966; Ryabov Yu. A., Gerakan benda langit, M., 1962; Meller I., Pengantar geodesi satelit, trans. dari bahasa Inggris, M., 1967. Lihat juga lit. di Seni. Pesawat ruang angkasa
Satelit buatan asing di Bumi. "Transit".
Satelit buatan asing di Bumi. "Oscar-3".
Satelit buatan asing di Bumi. "OSO-1".
Satelit buatan asing Bumi. "Sinkom-3".
Satelit buatan asing di Bumi. "Penjelajah-25".
