Órbita mais alta. Órbita geoestacionária

Em uma órbita geoestacionária, um satélite não se aproxima nem se afasta da Terra e, além disso, girando com a Terra, está constantemente localizado acima de qualquer ponto do equador. Conseqüentemente, as forças gravitacionais e centrífugas que atuam no satélite devem se equilibrar. Para calcular a altitude da órbita geoestacionária, você pode usar os métodos mecânica clássica e, passando para o referencial do satélite, proceda da seguinte equação:

onde está a força inercial e, neste caso, a força centrífuga; é a força gravitacional. A magnitude da força gravitacional que atua no satélite pode ser determinada pela lei gravidade universal Newton:

onde é a massa do satélite, é a massa da Terra em quilogramas, é a constante gravitacional e é o raio da órbita (a distância em metros do satélite ao centro da Terra).

A magnitude da força centrífuga é igual a:

onde está a aceleração centrípeta que ocorre durante o movimento circular em órbita.

Como pode ser visto, a massa do satélite está presente nas expressões tanto da força centrífuga quanto da força gravitacional. Ou seja, a altitude da órbita não depende da massa do satélite, o que vale para qualquer órbita e é consequência da igualdade das massas gravitacional e inercial. Conseqüentemente, a órbita geoestacionária é determinada apenas pela altitude na qual a força centrífuga será igual em magnitude e oposta em direção à força gravitacional criada pela gravidade da Terra em uma determinada altitude.

A aceleração centrípeta é igual a:

onde é a velocidade angular de rotação do satélite, em radianos por segundo.

Com base na igualdade das forças gravitacional e centrífuga, obtemos:

Velocidade angular ω é calculado dividindo o ângulo percorrido em uma revolução pelo período de revolução (o tempo durante o qual uma revolução volta completaórbita: um dia sideral, ou 86.164 segundos). Nós temos: radianos/s

O raio orbital estimado é de 42.164 km. Subtraindo o raio equatorial da Terra, 6.378 km, obtemos a altitude GEO de 35.786 km.

Velocidade orbital

A velocidade de movimento em órbita geoestacionária é calculada multiplicando a velocidade angular pelo raio da órbita: km/s

Isto é aproximadamente 2,5 vezes menor que a primeira velocidade de escape de 8 km/s para a órbita próxima à Terra (com um raio de 6.400 km). Como o quadrado da velocidade para uma órbita circular é inversamente proporcional ao seu raio, uma diminuição na velocidade em relação à primeira velocidade cósmica é alcançada aumentando o raio orbital em mais de 6 vezes.

Comprimento da órbita

Comprimento da órbita geoestacionária: . Com um raio orbital de 42.164 km, obtemos um comprimento orbital de 264.924 km. O comprimento da órbita é extremamente importante para calcular os “pontos de apoio” dos satélites.

Mantendo um satélite em uma posição orbital em uma órbita geoestacionária.Um satélite orbitando em uma órbita geoestacionária está sob a influência de uma série de forças (distúrbios) que alteram os parâmetros dessa órbita. Em particular, tais perturbações incluem perturbações gravitacionais lunares-solares, a influência da falta de homogeneidade do campo gravitacional da Terra, a elipticidade do equador, etc. A degradação orbital é expressa em dois fenômenos principais:

1) O satélite se move ao longo da órbita a partir de sua posição orbital original em direção a um dos quatro pontos de equilíbrio estável, os chamados “buracos potenciais da órbita geoestacionária” (suas longitudes são 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E e 14,7°W) acima do equador da Terra;

2) A inclinação da órbita em relação ao equador aumenta (do inicial = 0) a uma taxa de cerca de 0,85 graus por ano e atinge um valor máximo de 15 graus em 26,5 anos.

Para compensar estas perturbações e manter o satélite no ponto estacionário designado, o satélite é equipado com um sistema de propulsão (foguete químico ou elétrico). Ao ligar periodicamente os motores de baixo empuxo (correção “norte-sul” para compensar o aumento da inclinação orbital e “oeste-leste” para compensar a deriva ao longo da órbita), o satélite é mantido no ponto estacionário designado. Essas inclusões são feitas várias vezes a cada poucos (10-15) dias. É significativo que a correção norte-sul exija um aumento significativamente maior na velocidade característica (cerca de 45-50 m/s por ano) do que para a correção longitudinal (cerca de 2 m/s por ano). Para garantir a correção da órbita do satélite ao longo de toda a sua vida útil (12-15 anos para os satélites de televisão modernos), é necessário um fornecimento significativo de combustível a bordo (centenas de quilogramas, no caso de utilização de motor químico). O motor de foguete químico do satélite possui um sistema de fornecimento de combustível de deslocamento (gás de reforço - hélio) e funciona com componentes de longa duração e alto ponto de ebulição (geralmente dimetilhidrazina e tetróxido de nitrogênio assimétricos). Vários satélites estão equipados com motores de plasma. Seu empuxo é significativamente menor que o dos químicos, mas sua maior eficiência permite (devido à operação prolongada, medida em dezenas de minutos para uma única manobra) reduzir radicalmente a massa necessária de combustível a bordo. A escolha do tipo de sistema de propulsão é determinada pelas características técnicas específicas do dispositivo.

O mesmo sistema de propulsão é utilizado, se necessário, para manobrar o satélite para outra posição orbital. Em alguns casos, geralmente no final da vida útil do satélite, para reduzir o consumo de combustível, a correção da órbita norte-sul é interrompida e o combustível restante é utilizado apenas para a correção oeste-leste. A reserva de combustível é o principal fator limitante da vida útil de um satélite em órbita geoestacionária.

Plano:

1 ponto de apoio
2 Colocando satélites em órbita
3 Cálculo de parâmetros de órbita geoestacionária
- 3.1 Raio orbital e altitude orbital
- 3.2 Velocidade orbital
- 3.3 Comprimento da órbita
4 Comunicação

Introdução

Órbita geoestacionária(GSO) - uma órbita circular localizada acima do equador da Terra (0° de latitude), enquanto um satélite artificial orbita o planeta com velocidade angular, igual à velocidade angular de rotação da Terra em torno de seu eixo, e está constantemente localizado acima do mesmo ponto em superfície da Terra. A órbita geoestacionária é um tipo de órbita geossíncrona e é usada para colocar satélites artificiais(comunicações, transmissão televisiva, etc.)

O satélite deverá orbitar no sentido de rotação da Terra, a uma altitude de 35.786 km acima do nível do mar (veja abaixo o cálculo da altitude GEO). É esta altura que confere ao satélite um período de revolução igual ao período de rotação da Terra em relação às estrelas (dia sideral: 23 horas, 56 minutos, 4,091 segundos).

Foi expressa a ideia de usar satélites geoestacionários para fins de comunicação [ Quando?] K. E. Tsiolkovsky e o teórico astronáutico esloveno Herman Potocnik em 1928. As vantagens da órbita geoestacionária tornaram-se amplamente conhecidas após a publicação de um artigo científico popular de Arthur C. Clarke na revista “Wireless World” em 1945, portanto, no Ocidente geoestacionário e as órbitas geossíncronas são às vezes chamadas de " Órbitas de Clarke", A " O cinto de Clark"refere-se à região do espaço sideral a uma distância de 36.000 km acima do nível do mar, no plano do equador terrestre, onde os parâmetros orbitais são próximos dos geoestacionários. O primeiro satélite lançado com sucesso no GEO foi Sincom-2, lançado pela NASA em julho de 1963.

1. Ponto de apoio

Um satélite localizado em órbita geoestacionária é estacionário em relação à superfície da Terra, portanto sua localização em órbita é chamada de ponto estacionário. Como resultado, uma antena direcional fixa e orientada para satélite pode manter comunicação constante com este satélite por um longo tempo.

2. Colocação de satélites em órbita

Para Arkhangelsk, a altura máxima possível do satélite acima do horizonte é 17,2°
O ponto mais alto do Clark Belt fica sempre ao sul. Na parte inferior do gráfico estão os graus - meridianos acima dos quais os satélites estão localizados.
Nas laterais estão as alturas dos satélites acima do horizonte.
No topo está a direção do satélite. Para maior clareza, você pode esticá-lo horizontalmente 7,8 vezes e virá-lo da esquerda para a direita. Então terá a mesma aparência do céu.

A órbita geoestacionária só pode ser alcançada com precisão em um círculo localizado diretamente acima do equador, com altitude muito próxima de 35.786 km.

Se os satélites geoestacionários fossem visíveis no céu a olho nu, então a linha na qual seriam visíveis coincidiria com o “Cinturão de Clark” para uma determinada área. Os satélites geoestacionários, graças aos pontos de posição disponíveis, são convenientes para uso em comunicações por satélite: Uma vez orientada, a antena estará sempre apontada para o satélite selecionado (a menos que mude de posição).

Para transferir satélites da órbita de baixa altitude para a órbita geoestacionária, são utilizadas órbitas de transferência geoestacionária (GTO) - órbitas elípticas com perigeu em baixa altitude e apogeu em altitude próxima à órbita geoestacionária.

Depois de completar a operação ativa com o combustível restante, o satélite deve ser transferido para uma órbita de eliminação localizada 200-300 km acima do GEO.

3. Cálculo de parâmetros de órbita geoestacionária

3.1. Raio orbital e altitude orbital

Em uma órbita geoestacionária, um satélite não se aproxima nem se afasta da Terra e, além disso, girando com a Terra, está constantemente localizado acima de qualquer ponto do equador. Conseqüentemente, as forças gravitacionais e centrífugas que atuam no satélite devem se equilibrar. Para calcular a altitude da órbita geoestacionária, você pode usar os métodos da mecânica clássica e proceder da seguinte equação:

F você = F Γ ,

Onde F você- força inercial e, neste caso, força centrífuga; FΓ - força gravitacional. A magnitude da força gravitacional que atua no satélite pode ser determinada pela lei da gravitação universal de Newton:

Onde eu c- massa do satélite, M 3 - massa da Terra em quilogramas, Gé a constante gravitacional, e R- a distância em metros do satélite ao centro da Terra ou, neste caso, o raio da órbita.

A magnitude da força centrífuga é igual a:

Onde a- aceleração centrípeta que ocorre durante o movimento circular em órbita.

Como você pode ver, a massa do satélite eu c está presente como multiplicador nas expressões para a força centrífuga e para a força gravitacional, ou seja, a altitude da órbita não depende da massa do satélite, o que vale para quaisquer órbitas e é consequência da igualdade de massa gravitacional e inercial. Conseqüentemente, a órbita geoestacionária é determinada apenas pela altitude na qual a força centrífuga será igual em magnitude e oposta em direção à força gravitacional criada pela gravidade da Terra em uma determinada altitude.

A aceleração centrípeta é igual a:

onde ω é a velocidade angular de rotação do satélite, em radianos por segundo.

Vamos fazer um esclarecimento importante. Na realidade, a aceleração centrípeta tem significado físico apenas em um referencial inercial, enquanto a força centrífuga é uma chamada força imaginária e ocorre exclusivamente em sistemas de referência (coordenadas) que estão associados a corpos em rotação. A força centrípeta (neste caso, a força da gravidade) causa aceleração centrípeta. Em valor absoluto (em valor numérico absoluto), a aceleração centrípeta no referencial inercial é igual à aceleração centrífuga no referencial associado no nosso caso ao satélite. Portanto, ainda, tendo em conta a observação feita, podemos utilizar o termo “aceleração centrípeta” juntamente com o termo “força centrífuga”.

Igualando as expressões da força gravitacional e da força centrífuga com a substituição da aceleração centrípeta, obtemos:

Reduzindo eu c, traduzindo R 2 para a esquerda e ω 2 para a direita, obtemos:

Você pode escrever esta expressão de forma diferente, substituindo-a por μ - a constante gravitacional geocêntrica:

A velocidade angular ω é calculada dividindo o ângulo percorrido por revolução (radianos) pelo período orbital (o tempo que leva para completar uma revolução na órbita: um dia sideral, ou 86.164 segundos). Nós temos:

radianos/s

O raio orbital resultante é 42.164 km. Subtraindo o raio equatorial da Terra, 6.378 km, obtemos uma altitude de 35.786 km.

3.2. Velocidade orbital

A velocidade orbital (a velocidade com que um satélite voa pelo espaço) é calculada multiplicando a velocidade angular pelo raio orbital:

km/s ou = 11052 km/h

Você pode fazer os cálculos de outra maneira. A altitude da órbita geoestacionária é a distância do centro da Terra onde a velocidade angular do satélite, coincidindo com a velocidade angular de rotação da Terra, gera uma velocidade orbital (linear) igual à primeira velocidade de escape (para garantir um órbita circular) a uma determinada altitude. Ao resolver esta equação simples obteremos, é claro, os mesmos valores que nos cálculos usando a força centrífuga. Também está claro por que as órbitas geoestacionárias são tão altas. É necessário mover o satélite para uma distância suficiente da Terra para que a primeira velocidade de escape seja tão pequena (cerca de 3 km/s, cf. cerca de 8 km/s em órbitas baixas).

Também é importante notar que a órbita geoestacionária deve ser circular (e é por isso que a primeira velocidade de escape foi discutida acima). Se a velocidade for inferior à primeira velocidade cósmica (a uma determinada distância da Terra), então o satélite diminuirá; se a velocidade for superior à primeira velocidade cósmica, então a órbita será elíptica e o satélite não será capaz de girar uniformemente em sincronia com a Terra.

3.3. Comprimento da órbita

Comprimento da órbita geoestacionária: . Com um raio orbital de 42.164 km, obtemos um comprimento orbital de 264.924 km.

O comprimento da órbita é extremamente importante para calcular os “pontos de apoio” dos satélites.

4. Comunicação

A comunicação através deste tipo de satélite é caracterizada por grandes atrasos na propagação do sinal. Mesmo a viagem de um feixe até o satélite e de volta leva quase um quarto de segundo. O ping para outro ponto da Terra levará cerca de meio segundo.

Com uma altitude orbital de 35.786 km e uma velocidade da luz de cerca de 300.000 km/s, a viagem do feixe do satélite Terra requer 35.786/300.000 = ~0,12 seg. Caminho do feixe “Terra (transmissor) -> satélite -> Terra (receptor)” ~0,24 seg. O ping exigirá aproximadamente 0,48 segundos

Tendo em conta o atraso do sinal nos equipamentos de satélite e nos equipamentos dos serviços terrestres, o atraso total do sinal na rota Terra -> satélite -> Terra pode atingir 2-4 s.

Manter um satélite em um ponto da órbita geoestacionária requer energia e, consequentemente, custos financeiros. Isso se deve justamente ao fato de que a órbita deve ser estritamente circular, ter uma altura estritamente definida e ser caracterizada por uma velocidade estritamente definida (todos os três parâmetros estão inter-relacionados). Portanto, os satélites geoestacionários consomem rapidamente as reservas de combustível disponíveis para corrigir a velocidade e altitude da órbita. É por isso que atualmente eles usam principalmente satélites não “suspensos”, mas “em forma de oito” localizados em órbitas geossíncronas, que, entre outras coisas, podem ser significativamente mais baixas que as órbitas geoestacionárias. Além disso, um par de dois satélites em órbitas elípticas em colisão localizados em um ângulo com o plano equatorial é muito mais barato de operar do que um satélite geoestacionário.

No entanto, os satélites geoestacionários ainda são indispensáveis para muitos fins de reconhecimento militar, bem como para os chamados alvos espaciais, ou seja, para orientação naves espaciais ao entrar em órbita e ao transferir de órbita para órbita. Além disso, no futuro, são os satélites geoestacionários que poderão garantir o funcionamento dos chamados elevadores espaciais.

Este resumo é baseado em um artigo da Wikipedia russa. Sincronização concluída 09/07/11 23:38:18
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Capítulo 3

ÓRBITAS DE SATÉLITES TERRA ARTIFICIAIS. LANÇAR SATÉLITES EM ÓRBITA

A trajetória de um satélite artificial é chamada de órbita. Durante o vôo livre de um satélite, quando seus motores a jato a bordo são desligados, o movimento ocorre sob a influência de forças gravitacionais e de inércia, sendo a força principal a gravidade terrestre.

Se considerarmos a Terra estritamente esférica, e a ação do campo gravitacional da Terra é a única força que atua sobre o satélite, então o movimento do satélite obedece às conhecidas leis de Kepler: ocorre em um estado estacionário (no espaço absoluto ) plano que passa pelo centro da Terra - o plano orbital; a órbita tem a forma de uma elipse (Figura 3.1) ou de um círculo (um caso especial de elipse).

Quando o satélite se move, a energia mecânica total (cinética e potencial) permanece inalterada, pelo que, à medida que o satélite se afasta da Terra, a sua velocidade de movimento diminui.

A equação da órbita elíptica do satélite terrestre no sistema de coordenadas polares é determinada pela fórmula

No caso de uma órbita elíptica, o ponto perigeu é o ponto da órbita correspondente ao menor valor do vetor raio r = rп, o ponto apogeu é o ponto correspondente ao maior valor r = ra (Fig. 3.2).

A Terra está localizada em um dos focos da elipse. As quantidades incluídas na fórmula (3.1) estão relacionadas pelas relações:

A distância entre os focos e o centro da elipse é ae, ou seja, proporcional à excentricidade. Altura do satélite acima da superfície da Terra

Onde R- raio da Terra. A linha de intersecção do plano orbital com o plano equatorial (a - a na Fig. 3.1) é chamada de linha de nós, o ângulo i entre o plano orbital e o plano equatorial é a inclinação orbital. Com base na inclinação, órbitas equatorial (i = 0°), polar (i = 90°) e inclinada (0° 90°

A órbita do satélite também é caracterizada pela longitude do apogeu d - a longitude do ponto subsatélite (o ponto de intersecção do vetor raio com a superfície da Terra) no momento em que o satélite passa pelo apogeu e pelo período orbital T (o tempo entre duas passagens sucessivas do mesmo ponto orbital).

Para sistemas de comunicações e radiodifusão, é necessário que exista uma linha de visão clara entre o satélite e as estações terrenas associadas para uma sessão de comunicação de duração suficiente. Se a sessão não for 24 horas por dia, é conveniente que seja repetida todos os dias no mesmo horário. Portanto, são preferidas órbitas síncronas com período de revolução igual ou múltiplo do tempo que a Terra gira em torno de seu eixo, ou seja, um dia sideral (23 horas 56 minutos 4 s).

Uma órbita elíptica alta com um período orbital de 12 horas foi amplamente utilizada, quando os satélites Molniya eram usados para sistemas de comunicação e suspensão (altitude do perigeu 500 km, altitude do apogeu 40 mil km). O movimento do satélite em grandes altitudes - na região do apogeu - fica mais lento, e o satélite passa pela região do perigeu, localizada acima do hemisfério sul da Terra, muito rapidamente. A zona de visibilidade de um satélite artificial em uma órbita do tipo Molniya durante a maior parte da órbita é grande devido à sua altitude significativa. Está localizado no hemisfério norte e, portanto, é conveniente para os países do norte. O atendimento de todo o território da ex-URSS por um dos satélites é possível por pelo menos 8 horas, portanto, três satélites substituindo-se foram suficientes para operação 24 horas por dia. Atualmente, com o objetivo de eliminar interrupções na comunicação e transmissão, simplificar os sistemas de apontamento de antenas de estações terrenas em satélites e outras vantagens operacionais, foi feita uma transição para a utilização de órbitas geoestacionárias (GSO) de satélites terrestres.

A órbita de um satélite geoestacionário é circular (excentricidade e = 0), equatorial (inclinação i = 0°), órbita síncrona com período orbital de 24 horas, com o satélite se movendo na direção leste.

Em 1945, a órbita GSO foi calculada e proposta para uso em satélites de comunicação pelo engenheiro inglês Arthur Clarke, mais tarde conhecido como escritor de ficção científica. Na Inglaterra e em muitos outros países, a órbita geoestacionária é chamada de “Cinturão Clark” (Fig. 3.3).

A órbita tem a forma de um círculo situado no plano do equador da Terra com uma altura acima da superfície da Terra de 35.786 km. A direção de rotação do satélite coincide com a direção da rotação diária da Terra. Portanto, para um observador na Terra, o satélite parece imóvel num determinado ponto do hemisfério celeste.

A órbita geoestacionária é única porque sem nenhuma outra combinação de parâmetros é possível alcançar a imobilidade de um satélite em movimento livre em relação a um observador terrestre. É necessário observar algumas vantagens dos satélites geoestacionários. A comunicação é realizada de forma contínua, 24 horas por dia, sem transições (satélite entrando em outro);

nas antenas das estações terrenas, os sistemas automáticos de localização por satélite foram simplificados e, em alguns, até eliminados;

o mecanismo de acionamento (movimentação) das antenas de transmissão e recepção é leve, simplificado e tornado mais econômico; foi alcançado um valor mais estável de atenuação do sinal no caminho Terra-Espaço; a zona de visibilidade de um satélite geoestacionário é cerca de um terço da superfície terrestre; três satélites geoestacionários são suficientes para criar um sistema de comunicação global; não há mudança de frequência (ou torna-se muito pequena) devido ao efeito Doppler.

O efeito Doppler é um fenômeno físico que envolve uma mudança na frequência das oscilações eletromagnéticas de alta frequência quando o transmissor e o receptor se movem mutuamente. O efeito Doppler é explicado por

a diferença de distância no tempo. Este efeito também pode ocorrer quando um satélite se move em órbita. Nas linhas de comunicação através de um satélite estritamente gestacional, o deslocamento Doppler não ocorre, em satélites geoestacionários reais é pouco significativo e em órbitas elípticas altamente alongadas ou circulares baixas pode ser significativo. O efeito se manifesta como instabilidade da frequência portadora das oscilações retransmitidas pelo satélite, que se soma à instabilidade da frequência de hardware que ocorre nos equipamentos do repetidor de bordo e da estação terrena. Esta instabilidade pode complicar significativamente a recepção do sinal, levando a uma diminuição na imunidade ao ruído de recepção.

Infelizmente, o efeito Doppler contribui para mudanças na frequência das oscilações modulantes. Esta compressão (ou expansão) do espectro do sinal transmitido não pode ser controlada por métodos de hardware, portanto, se a mudança de frequência exceder os limites aceitáveis (por exemplo, 2 Hz para alguns tipos de equipamentos de divisão de frequência), o canal se tornará inaceitável.

O atraso de um sinal de rádio durante sua propagação ao longo da linha Terra - satélite - Terra também tem um impacto significativo nas propriedades dos canais de comunicação.

Ao transmitir mensagens simplex (unidirecionais) (programas de televisão, transmissão de som e outras mensagens discretas (intermitentes), esse atraso não é sentido pelo consumidor. Porém, com a comunicação duplex (bidirecional), um atraso de vários segundos já é perceptível. Por exemplo, uma onda eletromagnética da Terra para o GEO e vice-versa "viaja" 2...4 s (levando em conta o atraso do sinal no equipamento de satélite) e no equipamento terrestre. Neste caso, não faz sentido transmitir sinais de hora exata.

O lançamento de um satélite geoestacionário em órbita é geralmente realizado por um foguete de vários estágios através de uma órbita intermediária. Um veículo de lançamento moderno é uma espaçonave complexa impulsionada pela força reativa de um motor de foguete.

O veículo de lançamento consiste no foguete e nos blocos principais. A unidade de foguete é uma parte autônoma de um foguete composto com compartimento de combustível, sistema de propulsão e elementos do sistema de separação de estágios. A unidade principal inclui uma carga útil e uma carenagem que protege a estrutura do satélite da potência e dos efeitos térmicos do fluxo de ar que se aproxima durante o vôo na atmosfera e serve para montar em sua superfície interna elementos que estão envolvidos na preparação para o lançamento, mas não funcionam em vôo. A carenagem principal permite iluminar o desenho do satélite e é um elemento passivo, cuja necessidade desaparece após o veículo lançador sair das densas camadas da atmosfera, onde é lançado. A carga útil da espaçonave consiste em equipamentos de comunicação e transmissão de retransmissão, sistemas de radiotelemetria, o próprio corpo do satélite com todos os sistemas auxiliares e de apoio.

O princípio de funcionamento de um veículo lançador de vários estágios descartável é o seguinte: enquanto o primeiro estágio está operando, o restante, juntamente com a carga útil real, pode ser considerado como a carga útil do primeiro estágio. Após sua separação, começa a funcionar o segundo, que, juntamente com as etapas subsequentes e a própria carga útil, forma um novo foguete independente. Para o segundo estágio, todos os subsequentes (se houver), juntamente com a carga útil real, desempenham o papel de carga útil, e assim por diante, ou seja, seu vôo é caracterizado por vários estágios, cada um dos quais é como uma etapa para transmitir o velocidade inicial para outros foguetes de estágio único incluídos em sua composição. Neste caso, a velocidade inicial de cada foguete subsequente de estágio único é igual à velocidade final do anterior. O primeiro estágio e os subsequentes do transportador são rejeitados após a queima completa do combustível no sistema de propulsão.

O caminho que o veículo lançador percorre ao lançar um satélite artificial em órbita é chamado de trajetória de vôo. É caracterizado por seções ativas e passivas. A fase ativa do vôo é o vôo dos estágios do veículo lançador com os motores funcionando, a fase passiva é o vôo das unidades de foguete gastas após sua separação do veículo lançador.

O porta-aviões, partindo verticalmente (trecho 1, localizado a uma altitude de 185...250 km), entra então em uma curva

sítio ativo 2 na direção leste. Neste trecho, a primeira etapa garante uma diminuição gradativa do ângulo de inclinação de seu eixo em relação ao horizonte local. As seções 3, 4 são as seções de vôo ativo do segundo e terceiro estágios, respectivamente, 5 é a órbita do satélite, 6, 7 são as seções de vôo passivo das unidades de foguete do primeiro e segundo estágios (Fig. 3.4).

Ao lançar um satélite artificial na órbita apropriada, a hora e o local de lançamento do veículo lançador desempenham um papel importante. Calculou-se que é mais vantajoso localizar o cosmódromo o mais próximo possível do equador, pois ao acelerar na direção leste o veículo lançador ganha velocidade adicional. Essa velocidade é chamada de velocidade periférica do cosmódromo Vк, ou seja, a velocidade de seu movimento em torno do eixo da Terra devido à rotação diária do planeta.

ou seja, no equador é igual a 465 m/s, e na latitude do Cosmódromo de Baikonur - 316 m/s. Na prática, isso significa que um satélite mais pesado pode ser lançado do equador pelo mesmo veículo lançador.

A etapa final do vôo do veículo lançador é o lançamento do satélite em órbita, cuja forma é determinada pela energia cinética transmitida ao satélite pelo foguete, ou seja, a velocidade final do transportador. No caso em que o satélite recebe uma quantidade de energia suficiente para lançá-lo no GEO, o veículo lançador deve lançá-lo a um ponto a 35.875 km de distância da Terra e dar-lhe uma velocidade de 3.075 m/s.

A velocidade orbital de um satélite geoestacionário é fácil de calcular. A altura do GEO acima da superfície da Terra é de 35.786 km, o raio do GSO é 6.366 km maior (o raio médio da Terra), ou seja, 42.241 km. Multiplicando o valor do raio do GSO por 2l (6,28), obtemos sua circunferência - 265.409 km. Se dividirmos pela duração do dia em segundos (86.400 s), obtemos a velocidade orbital do satélite – em média 3.075 km/s, ou 3.075 m/s.

Normalmente, o lançamento de um satélite por um veículo lançador é realizado em quatro etapas: entrada na órbita inicial; entrar em uma órbita de “espera” (órbita de estacionamento); entrada em órbita de transferência; entrando na órbita final (Fig. 3.5). Os números correspondem às seguintes etapas de lançamento de um satélite no GEO: 1 - órbita de transferência inicial; 2 - primeiro

ligar o motor Apogee para entrar em uma órbita de transferência intermediária; 3 – determinação da posição em órbita;

4 - segundo acionamento do motor apogeu para entrada na órbita de deriva inicial; 5 - reorientação do plano orbital e correção de erros; 6 - orientação perpendicular ao plano orbital e correção de erros; 7 -

parar a plataforma do satélite, abrir os painéis, desencaixar completamente do foguete; 8 - abrindo as antenas, ligando o giroestabilizador; 9 - estabilização de posição: orientação das antenas para o ponto desejado da Terra, orientação dos painéis solares para o Sol, ligando o repetidor de bordo e estabelecendo seu modo nominal de operação.

: 23 horas 56 minutos 4,091 segundos).

A ideia de usar satélites geoestacionários para fins de comunicação foi expressa pelo teórico astronáutico esloveno Herman Potočnik em 1928.

As vantagens da órbita geoestacionária tornaram-se amplamente conhecidas após a publicação do popular artigo científico de Arthur Clarke na revista Wireless World em 1945, por isso, no Ocidente, as órbitas geoestacionárias e geossíncronas são às vezes chamadas de " Órbitas de Clarke", A " O cinto de Clark"refere-se à região do espaço sideral a uma distância de 36.000 km acima do nível do mar, no plano do equador terrestre, onde os parâmetros orbitais são próximos dos geoestacionários. O primeiro satélite lançado com sucesso no GEO foi Sincom-3 lançado pela NASA em agosto de 1964.

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A órbita geoestacionária só pode ser alcançada com precisão em um círculo localizado diretamente acima do equador, com altitude muito próxima de 35.786 km.

Se os satélites geoestacionários fossem visíveis no céu a olho nu, então a linha na qual seriam visíveis coincidiria com o “Cinturão de Clark” para uma determinada área. Os satélites geoestacionários, graças aos pontos de montagem disponíveis, são fáceis de usar para comunicações via satélite: uma vez orientada, a antena estará sempre direcionada para o satélite selecionado (se não mudar de posição).

Para transferir satélites da órbita de baixa altitude para a órbita geoestacionária, são utilizadas órbitas de transferência geoestacionária (GTO) - órbitas elípticas com perigeu em baixa altitude e apogeu em altitude próxima à órbita geoestacionária.

Depois de completar a operação ativa com o combustível restante, o satélite deve ser transferido para uma órbita de eliminação localizada 200-300 km acima do GEO.

Cálculo de parâmetros de órbita geoestacionária

Raio orbital e altitude orbital

Em uma órbita geoestacionária, um satélite não se aproxima nem se afasta da Terra e, além disso, girando com a Terra, está constantemente localizado acima de qualquer ponto do equador. Conseqüentemente, as forças gravitacionais e centrífugas que atuam no satélite devem se equilibrar. Para calcular a altitude da órbita geoestacionária, você pode usar os métodos da mecânica clássica e, passando para o referencial do satélite, proceder a partir da seguinte equação:
F você = F Γ (\displaystyle F_(u)=F_(\Gamma )),
Onde F você (\estilo de exibição F_(u))- força inercial e, neste caso, força centrífuga; F Γ (\displaystyle F_(\Gamma ))- força gravitacional. A magnitude da força gravitacional que atua sobre o satélite pode ser determinada pela lei da gravitação universal de Newton:
F Γ = G ⋅ M 3 ⋅ m c R 2 (\displaystyle F_(\Gamma )=G\cdot (\frac (M_(3)\cdot m_(c))(R^(2)))),
onde está a massa do satélite, M 3 (\estilo de exibição M_(3))- massa da Terra em quilogramas, G (\estilo de exibição G)é a constante gravitacional, e R (\estilo de exibição R)- a distância em metros do satélite ao centro da Terra ou, neste caso, o raio da órbita.

A magnitude da força centrífuga é igual a:
F você = m c ⋅ uma (\displaystyle F_(u)=m_(c)\cdot a),
Onde uma (\estilo de exibição a)- aceleração centrípeta que ocorre durante o movimento circular em órbita.

Como você pode ver, a massa do satélite m c (\estilo de exibição m_(c)) está presente como multiplicador nas expressões para a força centrífuga e para a força gravitacional, ou seja, a altitude da órbita não depende da massa do satélite, o que vale para quaisquer órbitas e é consequência da igualdade de massa gravitacional e inercial. Conseqüentemente, a órbita geoestacionária é determinada apenas pela altitude na qual a força centrífuga será igual em magnitude e oposta em direção à força gravitacional criada pela gravidade da Terra em uma determinada altitude.

A aceleração centrípeta é igual a:
uma = ω 2 ⋅ R (\displaystyle a=\omega ^(2)\cdot R),
onde é a velocidade angular de rotação do satélite, em radianos por segundo.

Vamos fazer um esclarecimento importante. Na verdade, a aceleração centrípeta tem um significado físico apenas em um referencial inercial, enquanto a força centrífuga é uma chamada força imaginária e ocorre exclusivamente em referenciais (coordenadas) que estão associados a corpos em rotação. A força centrípeta (neste caso, a força da gravidade) causa aceleração centrípeta. Em valor absoluto, a aceleração centrípeta no referencial inercial é igual à aceleração centrífuga no referencial associado no nosso caso ao satélite. Portanto, ainda, tendo em conta a observação feita, podemos utilizar o termo “aceleração centrípeta” juntamente com o termo “força centrífuga”.

Igualando as expressões das forças gravitacional e centrífuga com a substituição da aceleração centrípeta, obtemos:
m c ⋅ ω 2 ⋅ R = G ⋅ M 3 ⋅ m c R 2 (\displaystyle m_(c)\cdot \omega ^(2)\cdot R=G\cdot (\frac (M_(3)\cdot m_(c ))(R^(2)))).
Reduzindo m c (\estilo de exibição m_(c)), traduzindo R 2 (\estilo de exibição R^(2)) para a esquerda, e ω 2 (\ displaystyle \ omega ^ (2))à direita, obtemos:
R 3 = G ⋅ M 3 ω 2 (\displaystyle R^(3)=G\cdot (\frac (M_(3))(\omega ^(2)))) R = G ⋅ M 3 ω 2 3 (\displaystyle R=(\sqrt[(3)](\frac (G\cdot M_(3))(\omega ^(2))))).
Esta expressão pode ser escrita de forma diferente substituindo G ⋅ M 3 (\estilo de exibição G\cdot M_(3)) sobre μ (\ displaystyle \ mu )- constante gravitacional geocêntrica:
R = μ ω 2 3 (\displaystyle R=(\sqrt[(3)](\frac (\mu )(\omega ^(2)))))
Velocidade angular ω (\ displaystyle \ omega ) calculado dividindo o ângulo percorrido em uma revolução ( 360 ∘ = 2 ⋅ π (\displaystyle 360^(\circ )=2\cdot \pi ) radianos) para o período orbital (o tempo que leva para completar uma revolução completa na órbita: um dia sideral, ou 86.164 segundos). Nós temos:
ω = 2 ⋅ π 86164 = 7 , 29 ⋅ 10 − 5 (\displaystyle \omega =(\frac (2\cdot \pi )(86164))=7,29\cdot 10^(-5)) radianos/s
O raio orbital resultante é 42.164 km. Subtraindo o raio equatorial da Terra, 6.378 km, obtemos uma altitude de 35.786 km.

Você pode fazer os cálculos de outra maneira. A altitude da órbita geoestacionária é a distância do centro da Terra onde a velocidade angular do satélite, coincidindo com a velocidade angular de rotação da Terra, gera uma velocidade orbital (linear) igual à primeira velocidade cósmica (para garantir uma órbita circular) a uma determinada altitude.

Velocidade linear de um satélite movendo-se com velocidade angular ω (\ displaystyle \ omega )à distância R (\estilo de exibição R) do centro de rotação é igual a
v eu = ω ⋅ R (\displaystyle v_(l)=\omega \cdot R)
Primeira velocidade de escape à distância R (\estilo de exibição R) de um objeto de massa M (\estilo de exibição M) igual a
v k = G M R ; (\displaystyle v_(k)=(\sqrt (G(\frac (M)(R))));)
Igualando os lados direitos das equações entre si, chegamos à expressão obtida anteriormente raio GSO:
R = G M ω 2 3 (\displaystyle R=(\sqrt[(3)](G(\frac (M)(\omega ^(2)))))))
Velocidade orbital

A velocidade de movimento na órbita geoestacionária é calculada multiplicando a velocidade angular pelo raio da órbita:
v = ω ⋅ R = 3,07 (\displaystyle v=\omega \cdot R=3,07) km/s
Isto é aproximadamente 2,5 vezes menor que a primeira velocidade cósmica de 8 km/s na órbita baixa da Terra (com um raio de 6.400 km). Como o quadrado da velocidade de uma órbita circular é inversamente proporcional ao seu raio,
v = G M R ; (\displaystyle v=(\sqrt (G(\frac (M)(R))));)
então a diminuição da velocidade em relação à primeira velocidade cósmica é alcançada aumentando o raio orbital em mais de 6 vezes.
R ≈ 6400 ∗ (8 3 , 07) 2 ≈ 43000 (\displaystyle R\approx \,\!(6400*((\frac (8)(3.07)))^(2))\approx \,\ !43000 )
Comprimento da órbita

Comprimento da órbita geoestacionária: 2 ⋅ π ⋅ R (\displaystyle (2\cdot \pi \cdot R)). Com um raio orbital de 42.164 km, obtemos um comprimento orbital de 264.924 km.

O comprimento da órbita é extremamente importante para calcular os “pontos de apoio” dos satélites.

Manter um satélite em posição orbital em órbita geoestacionária

Um satélite orbitando em órbita geoestacionária está sob a influência de uma série de forças (perturbações) que alteram os parâmetros desta órbita. Em particular, tais perturbações incluem perturbações gravitacionais lunar-solares, a influência da falta de homogeneidade do campo gravitacional da Terra, a elipticidade do equador, etc. A degradação orbital é expressa em dois fenómenos principais:

1) O satélite se move ao longo da órbita desde sua posição orbital original em direção a um dos quatro pontos de equilíbrio estável, o chamado. “potenciais buracos em órbita geoestacionária” (suas longitudes são 75,3°E, 104,7°W, 165,3°E e 14,7°W) acima do equador da Terra;

2) A inclinação da órbita em relação ao equador aumenta (do 0 inicial) a uma taxa de cerca de 0,85 graus por ano e atinge um valor máximo de 15 graus em 26,5 anos.

Para compensar estas perturbações e manter o satélite no ponto estacionário designado, o satélite é equipado com um sistema de propulsão (foguete químico ou elétrico). Ao ligar periodicamente os motores de baixo empuxo (correção “norte-sul” para compensar o aumento da inclinação orbital e “oeste-leste” para compensar a deriva ao longo da órbita), o satélite é mantido no ponto estacionário designado. Essas inclusões são feitas várias vezes a cada poucos (10-15) dias. É significativo que a correção norte-sul exija um aumento significativamente maior na velocidade característica (cerca de 45-50 m/s por ano) do que para a correção longitudinal (cerca de 2 m/s por ano). Para garantir a correção da órbita do satélite ao longo de toda a sua vida útil (12-15 anos para os satélites de televisão modernos), é necessário um fornecimento significativo de combustível a bordo (centenas de quilogramas, no caso de utilização de motor químico). O motor de foguete químico do satélite tem um suprimento de combustível de deslocamento (gás de carga hélio) e funciona com componentes de alto ponto de ebulição de longa duração (geralmente dimetilhidrazina assimétrica e tetróxido de dinitrogênio). Vários satélites estão equipados com motores de plasma. Seu empuxo é significativamente menor que os químicos, mas sua maior eficiência permite (devido à operação de longo prazo, medida em dezenas de minutos para uma única manobra) reduzir radicalmente a massa necessária de combustível a bordo. A escolha do tipo de sistema de propulsão é determinada pelas características técnicas específicas do dispositivo.

O mesmo sistema de propulsão é utilizado, se necessário, para manobrar o satélite para outra posição orbital. Em alguns casos - geralmente no final da vida útil do satélite, para reduzir o consumo de combustível, a correção da órbita norte-sul é interrompida e o combustível restante é usado apenas para a correção oeste-leste.

A reserva de combustível é o principal fator limitante da vida útil de um satélite em órbita geoestacionária.

Desvantagens da órbita geoestacionária

Atraso de sinal

As comunicações via satélites geoestacionários são caracterizadas por grandes atrasos na propagação do sinal. Com uma altitude orbital de 35.786 km e uma velocidade da luz de cerca de 300.000 km/s, o deslocamento do feixe da Terra até o satélite requer cerca de 0,12 s. Caminho do feixe “Terra (transmissor) → satélite → Terra (receptor)” ≈0,24 s. A latência total (medida pelo utilitário Ping) ao usar comunicações via satélite para receber e transmitir dados será de quase meio segundo. Tendo em conta o atraso do sinal nos equipamentos de satélite, nos equipamentos e nos sistemas de transmissão por cabo dos serviços terrestres, o atraso total do sinal na rota “fonte do sinal → satélite → receptor” pode atingir 2-4 segundos. Este atraso dificulta a utilização de satélites GSO na telefonia e impossibilita a utilização de comunicações via satélite utilizando GSO em vários serviços em tempo real (por exemplo, em jogos online).

Invisibilidade do GSO em altas latitudes

Como a órbita geoestacionária não é visível em altas latitudes (de aproximadamente 81° até os pólos), e em latitudes acima de 75° ela é observada muito abaixo do horizonte (em condições reais, os satélites são simplesmente escondidos por objetos salientes e terreno) e apenas uma pequena parte da órbita é visível ( veja tabela), então a comunicação e a transmissão televisiva usando GSO são impossíveis nas regiões de alta latitude do Extremo Norte (Ártico) e da Antártica. Por exemplo, os exploradores polares americanos na estação Amundsen-Scott utilizam um cabo de fibra óptica de 1.670 quilómetros de comprimento para comunicar com o mundo exterior (telefonia, Internet) até um local localizado a 75° S. Estação francesa Concordia, da qual já são visíveis vários satélites geoestacionários americanos (~60°), o setor visível da órbita (e, consequentemente, o número de satélites recebidos) é igual a 84% do máximo possível (on e a transmissão satélite estão alinhados com a antena receptora (a posição do “sol” atrás do satélite"). Este fenômeno também é inerente a outras órbitas, mas é nas órbitas geoestacionárias, quando o satélite está “estacionário” no céu, que ele se manifesta em si de forma especialmente clara. Nas latitudes médias do hemisfério norte, a interferência solar aparece nos períodos de 22 de fevereiro a 11 de março e de 3 a 21 de outubro, com duração máxima de até dez minutos, .

Estas reivindicações dos estados equatoriais foram rejeitadas como contrárias ao princípio da não apropriação do espaço exterior. Tais declarações foram justificadamente criticadas pelo Comité das Nações Unidas para o Espaço Exterior. Em primeiro lugar, não se pode pretender apropriar-se de qualquer território ou espaço localizado a uma distância tão significativa do território do Estado em questão. Em segundo lugar, o espaço exterior não está sujeito à apropriação nacional. Em terceiro lugar, é tecnicamente incompetente falar de qualquer relação física entre o território estatal e uma região tão distante do espaço. Finalmente, em cada caso individual, o fenómeno de um satélite geoestacionário está associado a um objeto espacial específico. Se não houver satélite, não haverá órbita geoestacionária.

Hoje em dia, a humanidade utiliza diversas órbitas diferentes para colocar satélites. A maior atenção está voltada para a órbita geoestacionária, que pode ser usada para colocar um satélite “estacionário” sobre um determinado ponto da Terra. A órbita escolhida para um satélite operar depende da sua finalidade. Por exemplo, os satélites utilizados para transmitir programas de televisão ao vivo são colocados em órbita geoestacionária. Muitos satélites de comunicações também estão em órbita geoestacionária. Outros sistemas de satélite, particularmente aqueles usados para comunicação entre telefones via satélite, orbitam na órbita baixa da Terra. Da mesma forma, os sistemas de satélite utilizados para sistemas de navegação como o Navstar ou o Sistema de Posicionamento Global (GPS) também estão em órbitas terrestres relativamente baixas. Existem inúmeros outros satélites - meteorológicos, de pesquisa e assim por diante. E cada um deles, dependendo da sua finalidade, recebe um “registro” em uma determinada órbita.

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A órbita específica escolhida para operação do satélite depende de muitos fatores, incluindo as funções do satélite, bem como o território que serve. Em alguns casos, este pode estar em órbita terrestre extremamente baixa (LEO), localizada a uma altitude de apenas 160 quilômetros acima da Terra, em outros casos, o satélite está a uma altitude de mais de 36.000 quilômetros acima da Terra - ou seja, em órbita geoestacionária GEO. Além disso, vários satélites não usam uma órbita circular, mas sim elíptica.

A gravidade da Terra e as órbitas dos satélites

À medida que os satélites orbitam a Terra, eles gradualmente se afastam dela devido à atração gravitacional da Terra. Se os satélites não girassem em órbita, gradualmente começariam a cair na Terra e a queimar na alta atmosfera. No entanto, a própria rotação dos satélites ao redor da Terra cria uma força que os afasta do nosso planeta. Para cada uma das órbitas existe uma velocidade de projeto própria, que permite equilibrar a força da gravidade da Terra e a força centrífuga, mantendo o dispositivo em uma órbita constante e evitando que ganhe ou perca altitude.

É bastante claro que quanto mais baixa for a órbita do satélite, mais fortemente ele é influenciado pela gravidade da Terra e maior será a velocidade necessária para superar esta força. Quanto maior a distância da superfície da Terra ao satélite, menor será a velocidade necessária para mantê-lo em órbita constante. Um satélite orbitando cerca de 160 km acima da superfície da Terra requer uma velocidade de aproximadamente 28.164 km/h, o que significa que tal satélite orbitaria a Terra em cerca de 90 minutos. A uma distância de 36.000 km acima da superfície da Terra, um satélite requer uma velocidade de pouco menos de 11.266 km/h para permanecer em órbita constante, o que permite que tal satélite orbite a Terra em aproximadamente 24 horas.

Definições de órbitas circulares e elípticas

Todos os satélites orbitam a Terra usando um dos dois tipos básicos de órbitas.
- Órbita circular do satélite: Quando uma espaçonave orbita a Terra em uma órbita circular, sua distância acima da superfície da Terra permanece sempre a mesma.
- Órbita elíptica do satélite: A rotação de um satélite em uma órbita elíptica significa que a distância até a superfície da Terra muda em momentos diferentes durante uma órbita.
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Órbitas de satélite

Existem muitas definições diferentes associadas a diferentes tipos de órbitas de satélite:
- Centro da Terra: Quando um satélite orbita a Terra - numa órbita circular ou elíptica - a órbita do satélite forma um plano que passa pelo centro de gravidade, ou Centro da Terra.
- Direção do movimento ao redor da Terra: As formas pelas quais um satélite orbita nosso planeta podem ser divididas em duas categorias de acordo com a direção desta órbita:
1. Órbita de aceleração: A revolução de um satélite em torno da Terra é chamada de aceleração se o satélite girar na mesma direção em que a Terra gira;
2. Órbita retrógrada: A órbita de um satélite ao redor da Terra é chamada de retrógrada se o satélite girar na direção oposta à direção de rotação da Terra.
- Rota orbital: O caminho orbital de um satélite é um ponto na superfície da Terra no qual o satélite passa diretamente acima enquanto orbita a Terra. O percurso forma um círculo, no centro do qual está o Centro da Terra. Deve-se notar que os satélites geoestacionários são um caso especial porque permanecem constantemente no mesmo ponto acima da superfície da Terra. Isto significa que o seu caminho orbital consiste em um único ponto localizado no equador da Terra. Também podemos acrescentar que o caminho orbital dos satélites girando estritamente acima do equador se estende ao longo deste mesmo equador.
Essas órbitas normalmente fazem com que o caminho orbital de cada satélite se desloque para oeste à medida que a Terra abaixo do satélite gira para leste.
- Nós orbitais: Estes são os pontos em que o caminho orbital passa de um hemisfério para outro. Para órbitas não equatoriais, existem dois desses nós:
1. Nó ascendente: Este é o nó no qual o caminho orbital faz a transição do hemisfério sul para o norte.
2. Nó descendente: Este é o nó no qual o caminho orbital faz a transição do hemisfério norte para o hemisfério sul.
- Altura do satélite: Ao calcular muitas órbitas, é necessário levar em consideração a altura do satélite acima do centro da Terra. Este indicador inclui a distância do satélite à superfície da Terra mais o raio do nosso planeta. Via de regra, é considerado igual a 6.370 quilômetros.
- Velocidade orbital: Para órbitas circulares é sempre o mesmo. Porém, no caso das órbitas elípticas, tudo é diferente: a velocidade da órbita do satélite muda dependendo da sua posição nesta mesma órbita. Atinge seu máximo quando está mais próximo da Terra, onde o satélite enfrenta resistência máxima à força gravitacional do planeta, e diminui ao mínimo quando atinge o ponto de maior distância da Terra.
- Ângulo de elevação: O ângulo de elevação do satélite é o ângulo em que o satélite está localizado acima do horizonte. Se o ângulo for muito pequeno, o sinal poderá ser bloqueado por objetos próximos se a antena receptora não estiver elevada o suficiente. No entanto, para antenas elevadas acima de um obstáculo, também existe um problema ao receber sinais de satélites que possuem um ângulo de elevação baixo. A razão para isto é que o sinal do satélite tem então que percorrer uma distância maior através da atmosfera terrestre e, como resultado, está sujeito a uma maior atenuação. O ângulo de elevação mínimo aceitável para uma recepção mais ou menos satisfatória é considerado um ângulo de cinco graus.
- Ângulo de inclinaçao: Nem todas as órbitas dos satélites seguem a linha do equador – na verdade, a maioria das órbitas baixas da Terra não segue esta linha. Portanto, é necessário determinar o ângulo de inclinação da órbita do satélite. O diagrama abaixo ilustra esse processo.
Ângulo de inclinação da órbita do satélite
Outros indicadores relacionados à órbita do satélite

Para que um satélite possa ser utilizado para fornecer serviços de comunicação, as estações terrestres devem ser capazes de “segui-lo” para receber um sinal dele e enviar-lhe um sinal. É claro que a comunicação com o satélite só é possível enquanto ele estiver na faixa de visibilidade das estações terrestres e, dependendo do tipo de órbita, só poderá estar na faixa de visibilidade por curtos períodos de tempo. Para garantir que a comunicação com o satélite seja possível durante o máximo de tempo, existem várias opções que podem ser utilizadas:
- Primeira opção consiste na utilização de uma órbita elíptica, cujo ponto de apogeu está localizado exatamente acima da localização planejada da estação terrestre, o que permite ao satélite permanecer no campo de visão desta estação pelo máximo período de tempo.
- Segunda opçao consiste em lançar vários satélites em uma órbita e, assim, no momento em que um deles desaparece de vista e se perde a comunicação com ele, outro toma o seu lugar. Via de regra, para organizar uma comunicação mais ou menos ininterrupta é necessário o lançamento de três satélites em órbita. Contudo, o processo de substituição de um satélite “de serviço” por outro introduz complexidade adicional no sistema, bem como uma série de requisitos para pelo menos três satélites.
Definições de órbitas circulares

As órbitas circulares podem ser classificadas de acordo com vários parâmetros. Termos como Órbita Terrestre Baixa, Órbita Geoestacionária (e similares) indicam uma característica distintiva de uma órbita específica. Um resumo das definições de órbitas circulares é apresentado na tabela abaixo.