Глава 6Космическата част

6.1 Въведение

Една сателитна комуникационна ситема може общо да бъде разделена на две части – земна икосмическа.Космическата част очевидно включва сателитите, но също и наземните съоражениянеобходими да се държи сателита в работно състояние, като те се наричат съоражения заСледене, Телеметрия и Контрол(СТиК).В много мрежи честа практика е да се ползва наземнатастанция единствено за целите на СТиК.

Апаратурата намираща се на борда на сателита може също да бъде класифицирана споредфункциите й.Товар се нарича апаратурата ползвана за да се предостави услугата, за коятосателита е бил изтрелян.Бус се нарича не само превозното средство което носи товара, но същоразличните подсистеми които доставят захранване, контрол на позата, орбитален контрол,термален контрол и функции по командване и телеметрия необходими да се обслужва товара.

В един комуникационен сателит, апаратурата която свързва предавателната и приемнатаантена се нарича транспондер.Транспондера е една от основните секции на товара, другататакава е антенната подсистема.В тази глава са описани основните характеристики наопределени бус ситеми и товари.

6.2 Източникът на захранване

Основната електрическа мощност за работа на електрониката се получава от слънчевибатерии.Отделните клетки могат да генерират само малки количества мощност и следователноса необходими масиви от клетки свързани със сериино-паралелни връзки.Фигура 6.1 показвапанелите със слънчеви клетки на сателита HS 376 произведен от Hughes Space andCommunications Company.Космическия кораб е с диаметър 216см и дължина 660см когато енапълно разгънат в орбита.

По време на изстрелване външният цилиндър покрива вътерешния като телескоп, за да сенамали общата дължина.По време на тази фаза само външния панел генерира електрическамощност.В геостационарна орбита телескопичния панел е напълно разгънат, така че и двата саизложени на слънчева светлина.В началото на живот панелите изработват 940W постояннамощност, която може да падне до 760W в края на десетата година.По време на затъмнениемощност се получава от две никел-кадмии батерии с дълъг живот, които доставят 830W.В краяна живот времето за презареждане на батериите е по-малко от 16 часа.

По време на писането (1994) космическия кораб HS 376 е най-копувания комерсяленкомуникационен сателит в света.Той е космически кораб стабилизиран от въртене(жироскопичният ефект на въртенето се ползва за механична пространствена стабилност както еописано в част 6.3). Така масивите са само частично под слънчеви лъчи във всеки един момент,което въведжда ограничения на мощността.

Фигура 6.1 От общо 41 сателита HS 376 е най-купувания комуникационен сателитв света.Сериите HS 376 построени от Hughes Space and Communications Company могат да доставят комуникационни услуги за видео, глас и данни.Първият HS 376 беше изстрелян на 15 ноември 1980 от Кейп Канаверал,Фло.През 1982 HS 376 стана първия сателит поставен на орбита от Космическа Совалка.(Собственост на Hughes Aircraft Company Space and Communications Group).

По-високи мощностти могат да бъдат постигнати със слънчеви панели подредени във форма

на правоъгълни “слънчеви платна”.Слънчевите платна трябва да бъдат покрити по време нафазата на изстрелване и разтегнати в геостационарна орбита.Фигура 6.2 показва стаелита HS601 изработен от Hughes Space and Communications Company.

Както е показано слънчевите платна се разтягат от всяка страна, и когато са в крайноположение те са разтегнати на 67 фута (316,5 см) от край до край.Цялото множество отслънчеви клетки е изложено на слънчева светлина, а платната се въртят за да следят слънцето зада има възможност за по – голяма мощност на изхода от цилиндричните масиви имащи същияброй клетки.HS 601 може да бъде проектиран да доставя от 2 до 6 kW постоянна мощност.Присравнаяване на капацитета от мощност на цилиндрични сателити и сателити със слънчевиплатна е изчислено, че пресечната точка е около 2 kW където варянта със слънчево платно е по– икономичен от цилиндричния (Hyndman 1991).

Фигура 6.2 Aussat B1(преименуван на Optus B), първият HS 601 комуникационен сателит наHughes се подготвя за тестове в реална среда.Към космическия кораб сазакачени сензори заследене на ефектите от теста за вибрации и термален вакуум.Тези тестове симулиратвибрациите при изстрелване, а също и вакуум топлината от слънцето и космическия студ.(Собственост на Hughes Aircraft Company Space and Communications Group).

Както е описано в част 2.9.3 Земята ще затъмни геостационарния спътник два пъти вгодината, по време на пролетното и есенното равноденствие.Ежедневни затъмнения започватприблизително 23 дена преди и завършват приблизително 23 дена след равноденствието презпролетта и есента и могат да траят до 72 мин. в самите дни на равноденствие.Фигура 6.3 показваграфика на периода на затъмнение в зависимост от деня в годината.За да се осигури услугата повреме на затъмнение е необходимо да се ползват акумулаторни батерии. Никел – Кадмии (Ni-Cd) батериите продължават да бъдат в употреба, както бе показано в сателита HS 376 наHughes, но напредъка в Никел – Хидрит (Ni-H2) батериите предпоставя значително подобрениена отношението мощност / тежест.Батериите Никел – Хидрит са ползвани в сателитите HS 601на Hughes и в Intelsat VI (Pilcher,1982) и Intelsat (Lilly,1990).

Фигура 6.3 Времето на затъмнение на сателит като функция от текущия ден.(От Spilker,1977, Препечатано с разрешение на Prentice-Hall,Engewood Cliffs,New Jersey);

6.3 Контрол на позата

Под поза на сателита се разбира ориентацията му в пространството.Голяма част отапаратурата намираща се на борда на един сателит е там за целите на управление на позатаму.Контрола на позата е необходим например за да се осигури, че насочените антени са вправилните посоки.В случая на сателити за следене на земната околната среда, инструментитеза изследване трябва да откриват желаните региони на Земята, което също изисква контрол напозата.Няколко сили наречени нарушаващи усилия на усукване могат да променят позата, катонякои примери са гравитационните полета на Земята и Луната, слънчева радиация и метеоритендъжд.Контрола на позата не трябва да бъде бъркан със задържане на станцията, което е терминползван при осигуряване на правилна орбитална позиция на сателита , въпреки че двата са тясносвързани.

За да се изпита контрола на позата е нужно да има някаква мярка за ориентацията насателита в пространството и някаква възможност за промяната й. В един метод се ползватинфрачервени сензори наречени хоризонтни детектори за да се открие опорния пръстен наЗемята относно космическото пространство.Като се използват 4 такива сензора по един за всекиквадрант центъра на Земята може лесно да бъде установен, като отправна точка.Всякоизменение в ориентацията се отчита от един или друг сензор и се изработва съответенконтролен сигнал, който активира възстановяващо усилие на усукване.

Обикновено процеса по управление на позата се извършва на борда на сателита, но също евъзможно от Земята да бъдат излъчени управляващи сигнали, на базата на данни за позата взетиот сателита.Също така когато е необходима промяна на позата се извършва позиционнаманевра.Управляващите сигнали необходими за да се постигне тази маневра могат да бъдатпредадени от наземната станция

Управляващите усукващи моменти могат да бъдат получени по няколко начина.Пасивенконтрол на позата се нарича употребата на механизми, които сатбилизират сателита без да севъзползват от източниците му на енергия или поне се ползва много рядко, например когатопотдържащите изтласкващи двигатели се включват за да се осигури тяга за корекция.Примериза пасивен контрол на позата са стабилизация при въртене и гравитационен градиент настабилизцаия.Второто зависи от взаимодействието на сателита с гравитационното поле натялото около, което се намира и е бил използван например със сателита Radio Astronomy

Explorer – 2 който е бил поставен на орбита около Луната (Vertz,1984).За комуникационнисателити често се ползва стабилизация на въртенето и това е описано по – детайлно в Секция6.3.1.

Фигура 6.4(а) Оси на въртене(roll), надлъжно изместване(pitch) и отклонение(yaw).Оста наотклонение сочи право към центъра на Земята, оста на надлъжно изметсване е понормалата към орбиталната равнина, а оста на въртене е перпендикулярна надругите две.(б) ВИО осите за геостационарна орбита.Тук оста на въртене е тангенцялна къморбитата и е надлъжна на вектора на ускорение на сателита.

Друга форма на управление на позата е активно управление.С активно управление на позатане присъства обща стабилизационна тяга, която да устои на нарушаващото усилие наусукване.Вместо това се прилагат корегиращи тяги необходими за компенсиране нанарушаващото усилие на усукване.Методите за изработване на активни управляващи тяги самоментни колела, електро магнитна бобина,устройства с изтласкване на маса, като двигатели сгориво и йонни двигатели.Електромагнитната бобина работи на принципа, на който магнитнотополе на Земята упражнява усукващ момент върху бобина захранена с ток и този усукващмомент може да бъде контролиран чрез управление на тока.Обаче метода се ползва за сaтелитиотносително близки до Земята.Употребата на моментните колела е описана в детайли в секция6.3.2

Трите оси които определят позата на сателита са осите на въртене,надлъжно изместване иотклонение(ВИО).Те са показани спрямо Земята на Фигура 6.4.И трите оси минават презцентъра на гравитация на сателита.За екваториална орбита, движението на сателита около остана въртене мести ДНД на антената на север и юг, а движението по оста на надлъжно изместванезавърта ДНД на антената.

6.3.1 Стабилизация на въртенето

Стабилизация на въртенето се ползва при цилиндричните сателити.Сателита е конструирантака че е механично балансиран около една точно определена ос и след това може да се въртиоколо нея.За геостационарни сателити оста на въртене е настроена да бъде паралелна на С-Юоста на Земята, както е показано на Фигура 6.5.Скоростта на въртене е обикновено в областта от50 до 100 оборота в минута.

Фигура 6.5 Стабилизация на въртенето в геостационарна орбита.Оста на въртене лежи по посока на оста на надлъжно изместване, паралелно на Земната С-Ю ос.

При отсъствие на нарушаващо усукване, въртящия се сателит би постигнал своята правилнапоза по отношение на Земята.Тези усилия се получават по няколко начина, като са и вътрешни ивъншни за сателита.Слънчевата радиация, гравитационни градиенти и меторитен дъжд сапримери за външни сили, които могат да повишат нарушаващото услие на усукване.Триенето отмоторите и движението на елементите на сателита, като антената например също могат даповишат усилието на усукване.Общия ефект е, че скоростта на въртене ще намалее и посокатана ъглово въртене на оста ще се промени.Могат да бъдат ползвани импулсни двигатели или тягиза да се увеличи скоростта на въртене отново и да се завърти оста обратно на своята правилна С-Ю ориентация.Наклоняването, което е форма на трептене може да се появи като резултат наусилието на усукване и/или от неподравненост или разбалансиране на управляващитедвигатели.Това трептене трябва да бъде намалено чрез употреба на енергиини абсорбаторипознати като затихватели на трептенето.

В момента се ползват две форми на стабилизация на въртенето.Това което просто се наричастабилизиране на въртенето е че целия сателит се върти около ос която за сателит на наземнаорбита е оста на надлъжно изместване.Там където се ползва ненасочена антена, което е по –често при комуникационните сателити, антената трябва да бъде невъртяща се, като се ползвадвойно въртяща се конструкция.За невъртене на антенната подсистема се ползва електриченмотор.

Фигура 6.6 изобразява сателита Hughes HS 376 в детайли.Антенната подсистема се състои отпараболичен рефлектор и облъчватели монтирани на невъртящата се основа, която също носикомуникационните повторители ( транспондери ).Захранването на антената следователно можеда бъде свързано директно към транспондерите без необходимост от радиочестотни ( RF )въртящи се контакти, след като цялата платформа е невъртяща се.Разбира се управляващитесигнали и захранването трябва да бъдат пренесени до невъртящата се част и е необходимо да сеосигури механичен носач.Общата съвкупност е позната като преносна и зхранваща трансфернасъвкупност ( ПЗТС ).Фигура 6.7 показва снимка на вътрешната структура на HS 376.

Фигура 6.6 Конфигурация на HS 376 космически кораб (Собственост на HughesAircraft Company Space and Communications Group).

Някои космически кораби с двойно въртене постигат стабилизация на въртене чрез въртящисе летящи колела вместо от самото въртене на сателита.Тези летящи колела се наричат

моментни колела, а техния среден момент се нарича моментно отклонение.Реакционнитеколела, описани в следващата секция, работят на нулево моментно отклонение.

Фигура 6.7 Техници проверяват подредеността на комуникационен сателит Telestar 3, показан без цилиндричните си слънчеви панели.Сателита построен за AT&T носи и двете : лампа с бягащи вълни и усилватели на мощност в твърдосъстояние, както е показано на комуникационната плоскост обхващаща центърана космическия кораб.Лампите с Бягащи Вълни са цилиндричните инструменти.(Собственост на Hughes Aircraft Company Space and Communications Group).

6.3.2 Триосна стабилизация

При триосна стабилизация, както показва името, има стабилизационни елементи за всякаедна от трите оси на въртене, надлъжно изместване и отклонение ( Фигура 6.4 ).Понеже тялотона сателита остава фиксирано по отношение на Земята, триосната стабилизация е известна ощекато стабилизация на тялото.

При триосната стабилизация се ползва активно управление на позата.То може да е подформата на управляващи двигатели ( управление чрез изхвърляне на вещество ) запалвани за дакорегират позата на сателита.Също могат да бъдат ползвани реакционни колела. Реакционно колело е маховик, който обикновено е неподвижен, но реагира когатонарушаващото усилие на усукване измести ориентацията на космическия кораб, като се завъртадокато уравновеси ефекта на смущаващото усукване.В практиката се ползват различникомбинации от колела и устройства за ( Фигура 6.8 ).Както бе описано в секция 6.3.1 маховикътможе също да работи на ненулев момент, което се нарича моментнo отклонение. Независимодали усукващите моменти са случайни или цилиндрични, момента събран от реакционно колелосредно ще клони към нула.

Фигура 6.8.Алтернативни системи за стабилизация с моментни колела:а) с едно колело;b)с две колела; с) с три колела

Обаче винаги ще има някои усукващи моменти които предизвикват натрупващо сеповишаване в момента на въртене и накрая в определен момент колелото се насища.В резултатто достига своята максимално позволена ъглова скорост и вече не може да поема повечемоменти.Тогава се ползват устройства за изтласкване на масата, за да се разтовари колелото, т.е.да се премахне натрупания момент от него( по същия начин спирачката отнема енергия отдвижещото се превозно средство ).Разбира се работата на устройствата за изтласкване на масатаконсумира част от запаса от гориво на сателита.

6.4 Задържане на станцията

За да контролира позата си геостационарния сателит е важно той да бъде държан на своя веренорбитален път.Както е описано в секция 2.8.2 екваториалната елиптичност на Земятапричнинява влачене на геостационарните сателити бавно по орбитата към една от две стабилниточки, на 75° източна дължина и 105° южна ширина.За да се възпротиви на това влачене савградени противоположно ориентирани на скоростта компоненти към сателита под вид надвигатели, които се задвижват еднократно веднъж на всеки 2 или 3 седмици.Това се отразява навръщането на сателита обратно на своята нормална позиция, спиране и отново влачене околоорбитата, докато двигателите не се включат пак. Тези маневри се наричат маневри за задържане

на станцията изток – запад.Сателитите в 6/4 GHz обхват трябва да бъдат държани в ±0,1° отназначената географска дължина, а тези в 14/12 GHz обхват в ±0,05°.

Сателит, който е геостационарен ще се измести по географска ширина, като най –смущаващи сили са гравитационното привличане на Слънцето и Луната.Тези сили причиняватпромени в наклона със скорост от около 0.85% на година.Ако бъдат оставени некорегирани,изместването ще доведе до циклични промени в налкона, започващи от 0 до 14,67° за 26,6години (Spilker,1977). И обратно до 0 при което цикъла се повтаря.За да се избегнатизмененията в наклона да не превишават определени граници, могат да бъдат включванидвигатели в подходящо време за да се върне наклона в 0.Трябва да се включватпротиводействащи двигатели когато инклинацията е в 0 за да се спрат промените внаклона.Тези маневри се наричат маневри север – юг за задържанен на станцията и те са многопо – скъпи от към гориво отколкото маневрите изток – запад.Измененията на север – юг сасъщите, като тези за изток – запад, ±0,1° в C – band и ±0,05° в Ku – band.

Орбиталната корекция се поема от команда от наземната станция за СТиК, която следипозицията на сателита.Маневрите изток – запад и север – юг за задържане на станциятаобикновено се поемат от същите двигатели ползвани за контрол на позата.Фигура 6.9 показватипични изменения в географска ширина и дължина за Канадския сателит Anik – C3, след катоса приложени корекциите за задържане на станцията.

Фигура 6.9 Типично движение на сателит ( От Telesat, Canada 1983; собственост на Telesat, Canada)

Географската ширина на сателит също ще показва изменения на около ±0,1% от нормалнатагеостационарна височина.Ако се вземе 36000, колкото да се поспори то общото изменение въввисочината е 72 км.Следователно C – band сателит може да бъде на всякъде в кутията затворенаот тази височина и ±0,1° - овия толеранс в географската ширина и дължина.Закръглявайкигеостационарния радиус на 42000 км (вж. Сек. 2.11) то допирателните на ъгъл 0,2° са 147 км.Така и двете: географката дължина и ширина на кутията са 147км.Ситуацията е изобразена на

Фигура 6.10, което също показва относителните ширини на лъча на 30 м. и 5 м. антени.Както епоказано от уравнение (5.30), -3dB – вата ширина на лъча на 30 метровата антена е около 0,1°, ана 5 метровата антена, около 0,7° на 6 GHz.Да приемем че 42000 е обхвата на склона, диаметърана 30 метровия лъч при сателита ще е около 85 км.Този лъч не обгражда цялата кутия иследователно би могъл да пропусне сателита.Такива теснолъчеви антени следователно трябва даследят сателита.

Диаметъра на лъча на 5 метровата антена при сателита ще е около 513 км и това обхващакутията, така че следенето не е необходимо.Неточността от позициониране на сателита същовнася неточностти във времето за разпространение, което може да бъде значителен фактор вопределен тип комуникационни мрежи.

Фигура 6.10 Квадратната кутия показва ограниченията от позициониране за сателит в геостационарана орбита по отношение на лъчите от 30 м антена и 5 мантена.

Като се постави сателита в наклонена орбита може да се мине и без маневрите север – юг зазадържане на станцията.Спестяването в тежестта получено от липсата на необходимост отгориво за тези маневри позволява да бъде увеличен комуникационния товар.Сателита се поставяв наклонена орбита от около 2,5° до 3° в противоположна посока на тази, на която се получаваизместване.След период от около половината от предвиденото време на живот орбитата ще сепромени на екваториална и след това ще продължи да се накланя.За съжаление тази постановкаизисква употребата на следящи антени в наземната станция.

6.5 Термален контрол

Сателитите са обект на големи температурни градиенти, приемащи слънчевата радиация отедната страна докато другата страна е насочена към космоса.Освен това термалната радиация отЗемята и Земното албедо , което е частта от радиация падаща към и после отразена от Земята,може да бъде значителна за ниско разположени сателити на наземни орбити въпреки че епренебрежима за геостационарни спътници.Апаратурата в сателита също произвежда топлинакоято трябва да бъде отнета.Най – важното решение е, че апаратурата на сателита трябва да

работи възможно най – близко да стабилна температурна среда.За да се постигне това се взиматразлични мерки.Могат да бъдат ползвани термални кожуси и щитове за да се постигнеизолация.Често радиационните огледала се ползват за да се премахне топлина откомуникационния товар.Огледалния термален радиатор за сателит Hughes 376 може да бъдевидян на Фигура 6.1 и на Фигура 6.6.Тези огледални барабани обграждат плоскостите накомуникационната апаратура във всеки случай и доставят добри радиационни пътища заполучената топлина за да бъде отнета в обкръжаващото пространство.Едно предимство навъртящите сателити в сравнение с тези със стабилизация на тялото е, че въртящото се тялопредоставя осредняване на температурните екстремуми получени от слънчевия поток и от студана дълбокия космос.

За да се постигнат постоянни температурни условия, могат да се включат нагреватели (обикновено по команда от Земята) за да се компенсира намаляването на топлината, което сеполучава при изключване на транспондерите.

6.6 Система CТиК(TT&C)

Подсистемата за телеметрия, следене и контрол изпълнява няколко рутинни функции наборда на космическия кораб.Телеметрията е функция, която може да бъде представена, катоизмерване от разстояние.По – точно тя значи общия процес по генериране на електричен сигналпропорционален на величината, която бива измерена и кодирането и предаването на това доотдалечена станция, която за сателита е една от наземните станции.Данните, които се предаваткато телеметрични сигнали включват информация за позата, като тази получена от слънчевите иземни сензори, информация за средата като интензивност и посока на магнитното поле,честотата на метеоритен дъжд и т.н., а също и информация за кораба като температурата,волтаж на източника захранване и налягане на съхраненото гориво.Определени честоти сапосочени от международно споразумение за предаване на телеметрия от сателита.По време напреноса и орбиталните фази при изтрелването на сателита се ползва специален канал заедно сненасочена антена.Веднъж щом сателита е на място, един от нормалните комуникационнитранспондери може да бъде ползван заедно със своите насочени антени освен ако не се появинякой спешен случай, който налага да се превключи към специалния канал ползван по време наорбитата на пренос.

Телеметрията и контрола могат да бъдат смятани за комплементарнифункции.Телеметричната подсистема предава информация за сателита към наземната станция,докато подсистемата за контрол получава управляващи сигнали от наземната сатнция често вотговор на телеметрична информация.Подсистемата за контрол демодулира и ако е необходимодекодира управляващите сигнали и ги насочва към подходящата апаратура необходима даизпълни желаното действие. Така могат да бъдат направени промени в позата, да бъдатвключени или изключени комуникационните транспондери към веригите, пренасочени антени иизвършени маневри за задържане на станцията по команда.Много е важно да не се допускатнеоторизирани команди да бъдат приети и декодирани и за това управляващите сигнали честоса криптирани.Криптиран е наследено от гръдцката дума Kryptein значеща да крием и дапредставяме процеса на скриване на командите в сигурен код.Това е различно от нормалнияпроцес по кодиране който се свежда до преобразуване на символите в командата в кодподходящ за предаване.

Следенето на сателита се постига като той излъчва beacon-сигнали(насочващи) които сеполучават от СТиК наземни станции.Следенето очевидно е важно по време на преноса иорбиталните фази при изтрелване на сателита.Веднъж щом е на място, позицията нагеостационарния сталетит ще бъде изменена като резултат от разрушителни сили както бешеописано вече.Следователно е необходимо да може да се следят движенията на сателита и да се

изпратят сигнали за корекция ако е необходимо.Могат да бъдат изпратени beacon-сигнали потелемтричния канал или чрез пилотни носещи на честотата в един от основнитекомуникационни канали, или чрез спецялни следящи системи.Също е необходимо от време навреме да се знае разстоянието от Земята до сателита.То може да бъде определено, като сеизмери забавянето при разпространение на сигнали спецялно предадени за тази цел.

Ясно е че телеметричните, следящите и контролните функции са комплексни операции,които изискват спецялни наземни съоражения, като добавка към СТиК подсистемата на бордана сателита.Фигура 6.11 показва блокова диаграма на СТиК съораженията ползвани от CanadianTelesat за свойте сателити. 6.7 Транспондери

Транспондер е серия от свързани блокове които формират единичен комуникационен каналмежду приемните и предавателните антени в комуникационните сателити.Някои от блоковетеползвани от един транспондер в даден канал могат да бъдат общи и за другите транспондери.Така въпреки че се обръщаме към даден транспондер, трябва да се мисли за канал от апаратуравместо за единичен апарат.

Фигура 6.11 Сателитна ситема за контрол (От Telesat,Canada.1983; собственостна Telesat,Canada)

Преди да се разяснят в детайли различните блокове на транспондера, първоначално ще серазгледо обшото честотно подреждане на типичен C – band комуникационен сателит.Честотнаталента заделена за C – band услуга е 500MHz, а тя е разделена на подленти по една за всеки

транспондер.Типична честотна лента на транспондер е 36MHz позволяваща 4MHz лента зазащита между транспондерите, като 12 такива транспондера могат да бъдат обединени вчестотна лента 500MHz.Като се ползва поляризационна развръска това число може да бъдеудвоено.Под поляризационна развръзка се разбира факта че носещите, които могат да бъдат наедна и съща честота но с различни поляризации, могат да бъдат различени една от друга отприемната антена според поляризацията.Чрез линейната поляризация вертикално ихоризонтално поляризираните носещи могат да бъдат разделени по този начин, а чрез кръговатаполяризация могат да бъдат разделени чрез ляво и дясно ориентирана поляризация.Понеженосещите с различен вид поляризация могат да се застъпват честотно то тази техника се наричачестотно преизползване.

Фигура 6.12 показва част от честотния и поляризационния план за C – band комуникационенсателит.

Честотното преизползване също може да се постигне чрез силно насочени и те могат дабъдат комбинирани с поляризационно преизползване за да се постигне ефективна честотналента от 2000MHz от реалните 500MHz.

Фигура 6.12 Част от uplink честотния и поляризационен план.Числатаса честоти в MHz.

За една от поляризационните групи Фигура 6.13 показва каналната схема за 12 транспондерав детайли.Входния или uplink честотния обхват е от 5,925 до 6,425 GHz.Носещите могат дабъдат приети от една или повече антени, имащи една и съща поляризация.Входния филтърпропуска цялата 500MHz лента към общия приемник докато подтиска шума извън тази лента иинтерференцията получена от огледални сигнали.Ще има много модулиращи носещи в тази500MHz лента на пропускане и всичките се усилват и преобразуват честотно в общияприемник.Честотоното преобрауване измества носещите до честотната лента на downlink, коятосъщо е 500MHz широка и се простира от 3,7 до 4,2 GHz.До тук сигналите са канализирани вчестотни ленти, които представят определни честотни ленти на транспондерите.Често ползванастойност за всеки транспондер е 36MHz, която заедно с 4MHz защитна лента между каналитепозволява наличната честотна лента от 500MHz да съдържа 12 канала с транспондери.Единтранспондер може да поеме една модулирана носеща например TV сигнал или може да поеменяколко отделни носещи едновременно, всяка модулирана от свой собствен телефонен или другканал в основната лента.

Фигура 6.13 Канала за преобразуване на сателит (Собственост на “CCIR FixedSatellite Services Handbook”,final draft 1984)

Фигура 6.14 Широкоспектърен приемник на сателит (Собственост на “CCIR FixedSatellite Services Handbook”,final draft 1984)

6.7.1 Широклентовия приемник

Широколентовия приемник е показан в детайли на Фигура 6.14.Снабден е с дублиращприемник, така че ако единя даде отказ, то другия автоматично бива включен.Тази комбинациясе нарича излишен приемник и означава че въпреки че има два приемника то само един е вупотреба в определен момент. Първия етап в приемника е малко шумящия усилвател ( МШУ ).Този усилвател добавя малко шум към усилваната носеща и в същото време предоставядостатъчно усилване за нея, за да надвиши най – високото ниво на шума присъстващ вследващия етап на смесване.В изчисленията включващи шум, обикновено е по – обедително дасе отнесат всички нива на шума към входа на МШУ, където общия шум на приемника може дасе изрази чрез еквивалентна шумова температура.В един добре проектиран приемникеквивалентната шумова температура отнесена към входа на МШУ е всъщност тази на самияМШУ.В общата шумова температура трябва да се вземе пред вид шума добавен от антената,като тези изчисления са представени в детайли в Глава 10.Еквивалентната шумова температурана един сателитен приемник може да бъде от порядъка на няколко стотици келвина.

МШУ захранва смесителя, който също има нужда от трептящ сигнал за процеса на честотнопреобразуване.Мощността от хетеродина към входа на смесителя е около 10dBm.Трептенето начестотата трябва да бъде много стабилно и да има нисък фазов шум.След смесителя следвавтори усилвател за да се постигне общо усилване в приемника от 60dB.Нивата на сигналите вдецибели отнесени към входа са показани на Фигура 6.14( CCIR 1984 ).Разделянето наусливането между усилвателя на 6 GHz и този на 4 GHz предпазва от осцилации, които бихамогли да се появят, ако усилването се прави на една честота.

Широколентовия приемник ползва само активни устройства в твърдо състояние.В някоирешения са ползвани усилватели с тунелни диоди за предусилвателя на 6 GHz в транспондеритеза 6/4 GHz и параметрични усливатели на 14 GHz в транспондерите за 14/12 GHz.С напредъкана технологията с полеви транзистори( FET ), FET усилвателите които предоставят същата илипо – добра работа сега са достъпни и за двете ленти.Ползват се диодни смесители.Усилвателяслед смесителя може да ползва транзистор с биполярен преход ( BJT ) на 4 GHz и FET на 12GHz или FET може да бъде ползван и в двете ленти. 6.7.2 Входният демултиплексор

Входният демултиплексор разделя широколентовия вход покривайки честотния обхват 3,7до 4,2 GHz, на честотните канали на транспондера.Например отделните канали отбелязани от 1до 12 на Фигура 6.13 са показани в детайли на фигура 6.15.Каналите обикновено са подредени вчетни и нечетни групи.Това предоставя по – голямо честотно разделяне между отделнитеканали в една група, което намалява междуканалната интерференция.Изхода от приемника сеподава към делител на мощност, който от своя страна захранва двете отделни вериги отциркулатори. Пълният широколентов сигнал се предава по всяка верига, а канализирането сепостига чрез употреба на канални филтри свързани към всеки циркулатор, както е показано наФигура 6.15.

Каналните номера отговарят на тези показани на фигура 6.13.Всеки филтър има честотналента 36 MHz и е настроен на съответната централна честота показана на Фигура 6.13.Въпрекиче има загуби при приемане в демултиплексора те лесно се компенсират от общото усливане вканала на транспондера.

6.7.3 Усилвателя на мощност

Отделен усливател на мощност доставя изходната мощност за всеки канал на транспондера.Както е показано на Фигура 6.16 всеки усилвател на мощност е предхожден от входенатенюатор.

Това е необходимо за да се настои входа на всеки усливател на мощност на необходимотониво.Атенюатора има фиксирана и променлива част.Фиксираното затихване е необходимо за дасе балансират вариациите на входните затихвания така че всеки канал на транспондера има еднои също номинално затихване.Необходимите настройки се правят по време напроизводството.Променливото затихване е необходимо за да се установи нивото необходимо заразличните видове услуги. Понеже тази променлива настройка на затихването е работноизискване то трябва да е под контрол на наземната сатнция за СТиК.

В транспондера широко се използват лампови услилватели с бягащи вълни за да се постигнекрайната изходна мощност необходима на транзитната линия(TWT) и нейнoто енергийнoзахранване.

Фигура 6.15 Входен демултиплексор (Собственост на CCIR,”CCIR Fixed SatteliteServices Handbook”, final draft 1984)

Фигура 6.16 Типична диграма на съответните нива в транспондер ( Собственостна CCIR,”CCIR Fixed Sattelite Services Handbook”, final draft 1984)

Фигура 6.17 Схема на ЛБВ и източниците на захранване.(От “Hughes TWT andTWTA Handbook”,собственост на Hughes Aircraft Company, Electron DynamicsDivision, Torrance, Calif. )

В ЛБВ се полазва конструкция от пушка с електронен поток състояща се от нагревател,катод и фокусиращи електроди за да се формира електронния поток.Необходимо е магнитнополе за да се ограничи разпространението на потока във вътрешността на метална намотка.Залампи с висока мощност, каквито биха могли да бъдат ползвани в земните станции, магнитнотополе може да бъде получено чрез употребата на соленоид и постоянно захранване.Сравнителноголемите размери и висок разход на енергия на соленоидите ги прави неподходящи за употребана борда на сателит, а се ползват по – маломощни ЛБВ в които има постоянно магнитнофокусиране.

Радио сигнала който ще се усилва се подава на намотката от края намираща се до катода иобразува бягаща вълна по дължина на намотката.Електрическото поле на вълната ще имакомпонента надлъжна на оста на намотката.В някои области това поле ще забавя електроните впотока, а в други ще ги ускори така че по дължина на потока се появяват струпвания наелектрони.Средната скорост на потока, която се определя от постоянното напрежение върхуколектора на лампата се държи малко по голямо от фазовата скорост на вълната по намотката.При тези условия се осъществява пренос на енергия, като кинетичната енергия на потока бивапреобразувана в потенцялна енергия на вълната.Вълната всъщност ще премине околонамотачния кръг близо до скоростта на светлината, но същност осната компонента на скоросттана вълната е тази която взаимодейства с електронния поток.Тази компонента е по – малка отскоростта на светлината приблизително в отношението на стъпката на навивката към нейнатаобиколка.Заради това ефективно намаляване в скоростта на фазата, намотката се нарича структора с бавнавълна.

Предимството на ЛБВ в сравнение с другите типове лампови усливатели е, че те могат даосигурят усилване в много голяма честотна лента.Обаче входните нива на ЛБВ трябва да бъдатконтролирани внимателно за да се намали ефекта на определени форми на изкриявяване.Най –лошите от тях са резултат от нелинейната предавателна характеристика на ЛБВ показана наФигура 6.18.При ниска входна мощност връзката между изходната и входната мощност елинейна така, че дадена относителна промяна на входната мощност ще доведе до същотоотносително изменение на изходната мощност.При по – високи входни мощности изходната сенасища и точката на максимална изходна мощност се нарича точка на насищане.Точката нанасищане е много удобна отшравна точка и входните и изходните величини обикновено саотнесени към нея.Линейната област на ЛБВ е дефинирана като областта заградена отограничението от топлинен шум в долната страна и от това което се нарича 1 dB точка накомпресия от горната страна.Това е точката където същинската предавателна крива пада 1 dBпод екстраполираната права линия което е показано на Фигура 6.18.Избора на работна точкавърху предавателната характеристика ще бъде разгледана по – детайлно след малко, но първоще бъде изяснена фазовата характеристика.

Абсолютното времезакъснение между входните и изходните сигнали при фиксирано входнониво в общия случай не е от значение.Обаче при по – високи входни мощности, където повечетоот енергията на потока се преобразува в изходна мощност средната скорост на потока намаляваи следователно времезабавянето нараства.След като фазовото закъснение е директнопропорционално на времезакъснението, то това се отразява в изменение на фазата като сепроменя с входното ниво.Ако отбележим фазовото изменение при насищане с S , а общото с фазовата разлика отнесена към насищане е S .Това е показано на Фигура 6.19, като функцияна входната мощност.Така ако нивото на входната мощност на сигнала се промени ще се получифазова модулация, което се нарича АМ/ФМ преобразуване.Наклона на характеристиката нафазовото изменение дава коефициента на фазова модулация в градуси на децибел.Кривата нанаклона като функция от входната мощност е също изобразена на Фигура 6.19

Фигура 6.18 Предавателна характеристика по мощност на ЛБВ.Точката нанасищане е ползвана като отправна при 0 dB за входната и за изходната мощност

Фигура 6.19 Фазови характеристики за ЛБВ. е входното към изходното фазовоизменение, а S е стойността при насищане.Кривата на АМ/ФМ е получена отнаклона на кривата на фазово изменение.

В сателитните комуникационни схеми обикновено се ползва Честотна Модулация(ЧМ).Обаче нежеланата Амплитудна Модулация (АМ) може да се получи от филтрирането,което може да се извърши преди входа на ЛБВ.Процеса на АМ преобразува нежеланатаамплитудна модулация до Фазова Модулация (ФМ), която се появява, като шум за ФМносеща.Там където има една носеща, тя може да бъде пропусната през твърд ограничител предида бъде усилена в ЛБВ. Твърдия ограничител е верига, която отрязва носещата амплитуда близодо една линия за да премахне всякаква амплитудна модулация.Честотната модулация се запазвав нулевите пресечни точки и не бива засегната от ограничаването.

ЛБВ може също да се ползва за да се услият две или повече носещи едновременно, което сенарича обработка на множество носещи.Преобразуването АМ/ФМ тогава е сложна функция наносещите амплитуди, но също така нелинейната предавателна характеристика внася по –сериозна форма на изкривяване познато като интермодулационно изкривяване.Нелинейнатапредавателна характеристика може да бъде изразена като ред на Тейлор който свързва входнитеи изходните напрежения:

...... 320 iii еcеbеae (6.1)

Тук a,b,c и т.н. са коефициенти зависещи от предавателната характеристика, 0e е изходнотонапрежение, а ie е входното напрежение, което се състои от сума от отделните носещи.Периодаот трети ред е 3. iеc .Този и нечетните мощностни периоди от по – висок ред пораждатинтермодулационни продукти, но обикновено от значение е само очастъка от трети ред. Да предположим че са на лице множество носещи, разделени една от друга на Δf, което епоказано на Фигура 6.20.Разглеждайки само носещи с честоти 1f и 2f , то те ще породят

122 ff и 212 ff , като резултат от периода от трети ред.( Това е демонстрирано в приложениеЕ ).

Понеже fff 12 , тези два интермодулационни продукта могат да бъдат написани, катоff 2 и ff 1 респективно.Така интермодулационните продукти, попадат върху съседните

носещи показани на Фигура 6.20.Подобни интермодулационни продукти ще се получат от другидвойки честоти, и когато носещите се модулират се появява интермодулационно изкривяване,като шум в честотната лента на транспондера.Този интермодулационен шум се разглежда по –широко в секция 10.10.

Фигура 6.20 Интермодулационни продукти от трети ред

Фигура 6.21 Предавателна крива за една носеща и за една от множество носещина входа.Спада при обработка на множество носещи е свързан с насищането приединична носеща на входа.

За да се намали интемодулационното изкривяване, работната точка на ЛБВ трябва да бъдеизместена по – близо до линейната част на кривата, като намаляването на входната мощност сенарича входен спад.Когато са на лице множество носещи, изходната мощност околонасищането, за всяка една носеща е по – малко от тази получена при операция с еднаносеща.Това е показано чрез предавателните криви на Фигура 6.21.Входния спад е разликата вдецибели между входната носеща в работната точка и входното насищане, което би било нужноза работа с едно носеща.

Изходния спад е съответстващия пад на изходната мощност. Стойностите на спад са винагиизразени в децибели отнесени към точката на насищане.Като правило изходния спад е около5dB по – малко от входния.Необходимостта да се съчетаят спадовете значително намалявакапацитета на канала на сателитната връзка заради намаленото отношение сигнал шум прието вземната станция.Секция 10.7.2 и 10.8.1 се занимава със спада в общите сметки на линията. 6.8 Антенната подсистема

Антените намиращи се на борда на сателит предоставят двойната функция по приемане наuplink и предаване на downlink сигнал.Те биват от антени от диполен тип, където са необходиминенасочени характеристики до много насочени антени необходими за телекомуникационницели и TV предаване и разпръскване.На фигурите 6.1, 6.2 и 6.7 може да бъде разгледана част отструктурата на антена за сателитите HS376 и HS601.

Насочените лъчи обикновено се получават чрез антени от рефлекторен тип, катопараболичния рефлектор е най – често срещан.Както е показано в Глава 5 усилването напараболичния рефлектор спрямо изотропен излъчвател се дава чрез уравнение (5.29)

2

DG I ,

където λ е дължината на вълната на сигнала, D е диаметъра на огледалото, а I е апертурнатаефективност.Типична стойност за I е 0,55. -3dB – ловата ширина на лъча се дава

приблизително от уравнение (5.29) като DdB 703 градуса.

Вижда се че отношението D/λ е ключовият фактор в тези уравнения, като усливането е

директно пропорционално на 2

D , а ширината на потока е обратно пропорционална на

D/λ.Следователно усилването може да бъде увеличено, а ширината на лъча да стане тясна, катосе увеличи размера на огледалото или се намали дължината на вълната.Най – широкитеогледала са тези за обхвата 6/4 GHz.Сравнимо действие може да се получи със значително по –малки огледала в обхвата 14/12 GHz.

Фигура 6.22 показва антенната подсистема за сателита Intelsat VI (Johanston and Thompson,1982).Тя е добра илюстрация на нивото на сложност, което е било достигнато в големитекомуникационни сателити.Най – големите огледала са за покриване на полукълба и зони на 6/4GHz както е показано на Фигура 6.23.Те се захранват от масиви от облъчватели, а различнитегрупи фидери могат да бъдат възбудени за да произведат необходимата форма на лъча.Както севижда за предаване и приемане се ползват отделни масиви.Всеки масив има 146двуполяризационни рупора.В обхвата 14/11 GHz се ползват кръгли рефлектори за да се получилъч в точка, по един за изток и запад също показани на Фигура 6.23.Тези потоци са напълноуправляеми.Всяка точка се захранва от единичен рупор, който се ползва и за приемане и запредаване.

Широки лъчи за глобално покритие се получават от обикновени фуниеобразни антени на 6/4GHz. Тези фунии насочват сигнала директно към земята без употреба на огледала.Също както епоказано на Фигура 6.22 се ползва проста двуконусна диполна антена за следящите иуправляващи сигнали. Цялата антенна платформа и комуникационния товар са неподвижни,както е описано в секция 6.3 за да се запазят антените по посока на техните правилниместоположения на земята.

Същите рупори могат да се ползват за да се предават и приемат носещи със същатаполяризация. Предаваните и приемани сигнали се разделят в устройство известно катодиплексор и разделянето се подпомага чрез употреба на честотно филтриране.

Фигура 6.22 Антенната подсистема за сателита Intelsat VI (От Johanston andThompson, 1982. С разрешение.)

Поляризационно разделяне също може да се ползва, за да се разделят сигналите за предаванеи приемане като се ползва един и същ рупор.Например рупора може да се ползва за да сепредават хоризонтално поляризирани вълни в downlink честотната лента, докато същевременноприема вертикално поляризирани вълни в uplink честотната лента.Поляризационното разделянесе извършва в устройство познато като ортокуплер или приемо-предавател на ортогоналнимоди(ОМТ).Отделни рупори също могат да бъдат ползвани за функциите на предаване и приемане, като идвата рупора ползват един и същ отражател.

Фигура 6.23 Способностите за предаване на Intelsat V Atlantic Satellite TransmitCapabilities (Забелешка: Лъчите на 14/11 GHz са управляеми и могат да бъдатпремествани за да се изпълнят условията за трафик докато биват разработвани )(От документ на Intelsat BG-28-72E M/6/77.С разрешение.)

6.9 Morelos

Фигура 6.24 показва комуникационната подсистема на мексиканския сателит Morelos.Дватакива сателита бяха изстреляни, Morelos A през юни и Morelos B през ноември1985.Сателитите са от серия космически кораби Hughes 376.Въпреки че тези сателити иматпредвиден експлоатационен период от 9 години, вторият Morelos сега по график ще остане до1998.Товарът на Morelos се нарича хибриден или двулентов товар понеже има C – band и K –band транспондери.В обхват C той предоставя 12 теснолентови канала, всеки широк 36 MHz и 6широколентови канала всеки 72 MHz.В обхват K той предоставя четири канала всеки по 108MHz. 36 MHz – овите канали ползват 7W ЛБВ с излишък 14 за 12.Този метод на изразяване наизлишъка значи че 12 излишни устройства са достъпни за 14 работещи устройства.72 MHz –овите канали ползват 10,5 W ЛБВ с излишък 8 за 6.

Фигура 6.24 Функционална диаграма на комуникационната подсистема на Morelos(Собственост на Hughes Aircraft Company Space and Communications Group)

Четирите K – band повторителя ползват шест 20 W ЛБВ с излишък 6 за 4.Приемниците са отматеряли в твърдо състояние с излишък 4 за 2 за C – band приемниците и излишък 2 за 1 за K –band приемниците.

Както бе споменато, сателитите са част от серията Hughes 376 показани на Фигура 6.1 и 6.6.За обхват C се ползва кръгов отражател 180 см в диаметър.Той формира част от

двуполяризационна антена с различни C – band фидери за хоризонтална и вертикалнаполяризация.Покритието за C – band е показано на Фигура 6.25а.K – band отряжателя е подформата на елипса с размери 150 на 91 см.Той има собствен масив от облъчвателипроизвеждащи покритие което почти съвпада с контурите на Мексико, както е показано наФигура 6.25б.K – band отражателя е закрепен към C – band отражателя и бордовото следене на C– band сигнали предадени от станция за СТиК Tulancingo осигурява прецизно насочване наантените.

Фигура 6.25 (а) C – band и (б) K – band обхват на предавателя на Morelos(Собственост на Hughes Aircraft Company Space and Communications Group)

6.10 Anik-E

Сателитите Anik-E са последните от канадската серия от сателити Anik проектирани дапредоставят комуникационни услуги в Канада, а също и услуги извън граница в СъединенитеЩати.Anik-E също е двулентов сателит, който има еквивалентен капацитет от 56 телевизионни

канала или повече от 50,000 телефонни.По време на писането (1994) сериите Anik-E (E1 и Е2)бяха най – големите сателити строени някога за вътрешна употреба.Управлението на позата е смоментно отклонение от триосно стабилизиран тип и се ползват слънчеви панели за да седостави захранване, като капацитета е 3450W по време на лятното слънцестоене и 3700W повреме на пролетното равноденствие.Снабден е с четири батерии 2NiH за работа по време назатъмнение.Вътрешният вид на космическия кораб Anik-E е показан на Фигура 6.26.

Функционалната диаграма на C – band трнаспондер е показана на Фигура 6.27.Ползвани саУсилватели на Мощност в Твърдо Състояние (УМТС), който предоставя значителноподобрение на надеждността и намаляване на теглото чрез усливатели с лампи с бягащивълни.Антените се захранват чрез широколентова мрежа от фидери (ШМФ) за да се облъчатшироките огледала показани на Фигура 6.26.Националното за разлика от регионалнотопокритие се извършва в C обхват и някои типично предвидени сателитни покрития са показанина Фигура 6.28.Честотния и поляризационния план за Anik – E е подобен на този на Anik – D,който е показан на Фигура 6.29.

Фигура 6.26 Конфигурация на космически кораб Anik – E (Собственост на TelesatCanada)

Фигура 6.27 Функционална блокова диаграма на C – band транспондер на Anik – E(Собственост на Telesat Canada)

Фигура 6.28 Типично C – band покритие на Anik – E (Предсказана ЕИИМ предиизстрелване) Наситена ЕИИМ в dBW (Собственост на Telesat Canada)

Фигура 6.29 Честотен и поляризационен план на Anik – D 6/4 GHz ( От TelesatCanada, 1985; Собственост Telesat Canada)

Функционалната блокова диаграма на Ku – band транспондер е показана на Фигура6.30.Трябва да се отбележи че на тези високи честоти се ползват усилватели с лампи с бягащивълни. Честотния и поляризационния план на Anik – E1 е показан на Фигура 6.31.Въввътрешността на Канада са налични за работа национални и регионални лъчи а също и тъйнаречената Възможност за Отвъд Граница (ВОГ), която доставя услуги на клиенти сместоположение както в Канада така и в Щатите.Областта на покритие на сателита за ВОГ епоказана на Фигура 6.32, а контурите на приетата плътност на потока на насищане (ППН) наФигура 6.33.Смисъла и значението на контурите на еквивалентната изотропна излъченамощност (ЕИИМ) и контурите на ППН ще бъдат обяснени в Глава 10.Системнитехарактеристики на Anik – E са показани в таблица 6.1.

ЛБВ на борда на сателит също могат да бъдат превключени за да доставят излишък както епоказано на Фигура 6.34.Показаната схема е с излишък 4 за 2, което значи че има налични 4канала с два излишни усилвателя.Например при изследване на таблицата на Фигура 6.34 епоказано че канал 1А има усилвател 2 за свой първи усливател, а усилватели 1 и 3 могат дабъдат превключени като потдържащи усилватели от команда от Земята.В тази система 12

канала са обозначени като първични, а останалите се ползват или при трафик с предимство илисе пазят в резерв при повреда.

Фигура 6.30 Функционална диаграма на Ku – band транспондер за Anik – E(Собственост Telesat Canada)

Фигура 6.31 Честотен и поляризационен план на Anik – E.Ku – band.( СобственостTelesat Canada)

Фигура 6.32 Разширени възможности за Ku – band покритие отвъд граница.Наситена ЕИИМ в dBW(Собственост Telesat Canada)

Фигура 6.33Контури за ВОГ ППН: Ku – band (Собственост Telesat Canada)

Таблица 6.1 Системни характеристики на Anik – E Дати на изстрелване E1:Март 1990; Е2:Октомври 1990Орбитален обхват, W° 104.5 до 117.5Орбитална позиция, W° Е1:107.5; Е2:110.5Време на живот, години 12Време на гориво, години 13.5Чисто тегло, кг 1280Маса при трансфер в орбита, кг 2900Дължина, м 21.5Мощност на масивите, kW 3.5 (край на живота)Способност при затъмнение 100%Честотни ленти, GHz 6/4 14/12Брой канали 24 16Честотна лента на транспондера, MHz 36 54Усилвател на мощност, W 11.5 50(УЛБВ)

КаналУЛБВ 1А 3А 1В 3В

Първичен 2 3 1 4

Фигура 6.34 Подреждане на УЛБВ с излишък 4 за 2 на Anik – D.(От Telesat, Canad,1983; собственост Telesat Canada)

6.11 Подобрен космически кораб Tiros – N

Tiros е акроним от Television and Infra – Red Observatational Satellite.Както бе описано вГлава 1 Tiros е полярно орбитален сателит чиято основна задача е да събира и предава данни заоколната среда на Земята към своята земна станция.Въпреки че товара му се различавафундаментално от товарите за комуникационно препредаване, повечето от апаратурата есъщата.Таблица 1.2 съдържа параметрите на космически кораб NOAA ползван вусъваршенстваната програма TIROS – N (ATN).

Най – общите възможности на космическия кораб са описани в Schwalb, 1982a, 1982b и всерия от NASA/NOAA книжки без дата са описани отделните кораби.Най – важнитевъзможности на космически кораб NOAA – J са показани на Фигура 6.35, а физичните иорбиталните характеристики са дадени в Таблица 6.2

Фигура 6.35 Космически кораб NOAA – J с изобразени основни възможности

Глава 6Космическата част

Фигура 6.1 От общо 41 сателита HS 376 е най-копувания комуникационен сателитв света.Сериите HS 376 построени от Hughes Space and Communications Company могат да доставят комуникационни услуги за видео, глас и данни.Първият HS 376 беше изстрелян на 15 ноември 1980 от Кейп Канаверал,Фло.През 1982 HS 376 стана първия сателит поставен на орбита от Космическа Совалка.(Собственост на Hughes Aircraft Company Space and Communications Group).

Фигура 6.2 Aussat B1(преименуван на Optus B), първият HS 601 комуникационен сателитна Hughes се подготвя за тестове в реална среда.Към космическия кораб сазакаченисензори за следене на ефектите от теста за вибрации и термален вакуум.Тези тестовесимулират вибрациите при изстрелване, а също и вакуум топлината от слънцето икосмическия студ.(Собственост на Hughes Aircraft Company Space and CommunicationsGroup).

Фигура 6.3 Времето на затъмнение на сателит като функция от текущия ден.(От Spilker,1977, Препечатано с разрешение на Prentice-Hall,Engewood Cliffs,New Jersey);

Фигура 6.4(а) Оси на въртене(roll), надлъжно изместване(pitch) и отклонение(yaw).Остана отклонение сочи право към центъра на Земята, оста на надлъжноизметсване е по нормалата към орбиталната равнина, а оста на въртене еперпендикулярна на другите две.(б) ВИО осите за геостационарна орбита.Тук оста на въртене е тангенцялнакъм орбитата и е надлъжна на вектора на ускорение на сателита.

Фигура 6.5 Стабилизация на въртенето в геостационарна орбита.Оста на въртенележи по посока на оста на надлъжно изместване, паралелно на Земната С-Ю ос.

Фигура 6.6 Конфигурация на HS 376 космически кораб (Собственост на HughesAircraft Company Space and Communications Group).

Фигура 6.7 Техници проверяват подредеността на комуникационен сателит Telestar 3, показан без цилиндричните си слънчеви панели.Сателита

построен за AT&T носи и двете : лампа с бягащи вълни и усилватели на мощност втвърдо състояние, както е показано на комуникационната плоскост обхващащацентъра на космическия кораб.Лампите с Бягащи Вълни са цилиндричнитеинструменти. (Собственост на Hughes Aircraft Company Space and CommunicationsGroup).

Фигура 6.8.Алтернативни системи за стабилизация с моментни колела:а) с едноколело;b) с две колела; с) с три колела

Фигура 6.9 Типично движение на сателит ( От Telesat, Canada 1983; собственост на Telesat, Canada)

Фигура 6.10 Квадратната кутия показва ограниченията от позициониране за сателит в геостационарана орбита по отношение на лъчите от 30 м антена и 5 мантена.

.Фигура 6.11 Сателитна ситема за контрол (От Telesat,Canada.1983; собственостна Telesat,Canada)

Фигура 6.12 Част от uplink честотния и поляризационен план.Числатаса честоти в MHz.

Фигура 6.13 Канала за преобразуване на сателит (Собственост на “CCIRFixed Satellite Services Handbook”,final draft 1984)

Фигура 6.14 Широкоспектърен приемник на сателит (Собственост на “CCIRFixed Satellite Services Handbook”,final draft 1984)

Фигура 6.15 Входен демултиплексор (Собственост на CCIR,”CCIR Fixed SatteliteServices Handbook”, final draft 1984)

Фигура 6.16 Типична диграма на съответните нива в транспондер( Собственостна CCIR,”CCIR Fixed Sattelite Services Handbook”, final draft 1984)

Фигура 6.17 Схема на ЛБВ и източниците на захранване.(От “Hughes TWTand TWTA Handbook”,собственост на Hughes Aircraft Company, ElectronDynamics Division, Torrance, Calif. )

Фигура 6.18 Предавателна характеристика по мощност на ЛБВ.Точката нанасищане е ползвана като отправна при 0 dB за входната и за изходнатамощност

Фигура 6.19 Фазови характеристики за ЛБВ. е входното към изходнотофазово изменение, а S е стойността при насищане.Кривата на АМ/ФМ еполучена от наклона на кривата на фазово изменение.

Фигура 6.20 Интермодулационни продукти от трети ред

Фигура 6.21 Предавателна крива за една носеща и за една от множествоносещи на входа.Спада при обработка на множество носещи е свързан снасищането при единична носеща на входа.

Фигура 6.22 Антенната подсистема за сателита Intelsat VI (От Johanston andThompson, 1982. С разрешение.)

Фигура 6.23 Способностите за предаване на Intelsat V Atlantic SatelliteTransmit Capabilities (Забелешка: Лъчите на 14/11 GHz са управляеми имогат да бъдат премествани за да се изпълнят условията за трафик докатобиват разработвани )(От документ на Intelsat BG-28-72E M/6/77.Сразрешение.)

Фигура 6.24 Функционална диаграма на комуникационната подсистема наMorelos (Собственост на Hughes Aircraft Company Space and CommunicationsGroup)

Фигура 6.25 (а) C – band и (б) K – band обхват на предавателя на Morelos(Собственост на Hughes Aircraft Company Space and Communications Group)

Фигура 6.26 Конфигурация на космически кораб Anik – E (Собственост наTelesat Canada)

Фигура 6.27 Функционална блокова диаграма на C – band транспондер наAnik – E (Собственост на Telesat Canada)

Фигура 6.28 Типично C – band покритие на Anik – E (Предсказана ЕИИМпреди изстрелване) Наситена ЕИИМ в dBW (Собственост на Telesat Canada)

Фигура 6.29 Честотен и поляризационен план на Anik – D 6/4 GHz ( От TelesatCanada, 1985; Собственост Telesat Canada)

Фигура 6.30 Функционална диаграма на Ku – band транспондер за Anik – E(Собственост Telesat Canada)

Фигура 6.31 Честотен и поляризационен план на Anik – E.Ku – band.( Собственост Telesat Canada)

Фигура 6.32 Разширени възможности за Ku – band покритие отвъд граница.Наситена ЕИИМ в dBW(Собственост Telesat Canada)

Фигура 6.33Контури за ВОГ ППН: Ku – band (Собственост Telesat Canada)

Таблица 6.1 Системни характеристики на Anik – E Дати на изстрелване E1:Март 1990; Е2:Октомври 1990Орбитален обхват, W° 104.5 до 117.5Орбитална позиция, W° Е1:107.5; Е2:110.5Време на живот, години 12Време на гориво, години 13.5Чисто тегло, кг 1280Маса при трансфер в орбита, кг 2900Дължина, м 21.5Мощност на масивите, kW 3.5 (край на живота)Способност при затъмнение 100%Честотни ленти, GHz 6/4 14/12Брой канали 24 16Честотна лента на транспондера, MHz 36 54Усилвател на мощност, W 11.5 50(УЛБВ)

КаналУЛБВ 1А 3А 1В 3В

Първичен 2 3 1 4

Фигура 6.34 Подреждане на УЛБВ с излишък 4 за 2 на Anik – D.(От Telesat,Canad, 1983; собственост Telesat Canada)

Фигура 6.35 Космически кораб NOAA – J с изобразени основни възможности