Sterrekunde

Hoek gevorm tussen 'n satelliet, 'n grondstasie en dan 'n ander satelliet

Hoek gevorm tussen 'n satelliet, 'n grondstasie en dan 'n ander satelliet


We are searching data for your request:

Forums and discussions:
Manuals and reference books:
Data from registers:
Wait the end of the search in all databases.
Upon completion, a link will appear to access the found materials.

Ek probeer my werk oor die berekening van die hoek tussen twee satte en 'n grondstasie waarneem. Ek het die az- en hoogtehoeke na elke sit vanaf die grondstasie. Wat sou die vergelyking wees om die hoek Sat1-GS-Sat2 te kry?

Ek weet dat dit die wet van Cosines gebruik, maar is nie seker of ek die regte vergelyking gebruik het nie. Hier is wat ek gebruik:

Hoek = acos ((abs (sin ("V_Sat_1_EL") * sin ("V_Sat_2_EL"))) + (cos ("V_Sat_1_EL") * cos ("V_Sat_2_EL") * cos (abs ("V_Sat_2_AZ" - "V_Sat_1_AZ") )))

Dankie


As u slegs hoeke benodig, het u 'n forumula van die binnehoekdriehoek nodig; alle hoeke in die binnesom is gelyk aan 180 °. net u benodig Hoek Sat 1 + Hoek Sat 2 + Hoek Sat 1-2 = 180 °, as u afstande A, B, C benodig, moet u poolkoördinate gebruik. breedte, lengte en hoogte.


Hierdie figuur uit Wikipedia: Sferiese wet van kosinus is van toepassing as die grondstasie in die middel van die sfeer is, u is die hoogtepunt van die grondstasie, en v en w is die skynbare posisies van die satelliete gesien vanaf die grondstasie.

Dan a en b is die satelliete se hoogtehoeke, dit wil sê 90 ° minus hul hoogtehoeke. C is die verskil tussen die azimute van die satelliete, en c is die hoek wat u wil hê.

Gebruik die cosinusreël vir kante $$ cos c = cos a cos b + sin a sin b cos C $$ en die reëls vir sinusse en kosinusse van aanvullende hoeke, lyk die uitdrukking in die vraag korrek as die absolute waarde-bewerkings weggelaat word.


Die hoek is gevorm tussen 'n satelliet, 'n grondstasie en 'n ander satelliet - Sterrekunde

Hierdie hulpmiddel help om hindernisse te vind, soos bome en geboue, tussen die installasie van 'n satellietskottel en 'n satelliet. Tik in ENIGE straat- of stadsadres (wêreldwyd), en die kykhoekrekenaar sal in 'n lugfoto van u installasie-ligging inzoomen en 'n lyn trek wat die kompas op die satelliet wys. Dit sal ook die hoogtehoek (ook bekend as "kykhoek") noem, sodat u 'n perfekte plek kan vind.

Al wat nodig is, is die naam van die satelliet (of sy "lengtegraad") en enige installasie-adres wêreldwyd.

Hoogte: is hoe hoog van die horison die satelliet is (90 ° is vertikaal)
Azimuth (magn): is eenvoudig die kompasopskrif waarna die skottel wys.
LNB skeef: word gebruik vir installeerders om die LNB-radio-as fyn af te stel.
Jou posisie: is die GPS-koördinate (in desimale vorm) van die adres.


Beheerkode Veelvoudige koderingsalgoritme op satelliet-tot-grond-kommunikasie

Die transmissiesekerheid tussen grondstasie en satelliet is uitdagend. Sommige bestaande multistap-algoritmes laat baie skuiwergate vir afluister en aanval in satelliet-tot-grond-kommunikasie. Vir hoë sekuriteit is optiese kommunikasie 'n belowende oplossing. In hierdie referaat stel ons 'n beheerkode-veelvoud-enkripsie-algoritme (CCMEA) voor vir die enkelfoton-oordrag tussen satelliet- en grondstasie. CCMEA kan die beheerkode gebruik om drie kognitiewe optimaliseringsafdelings onderskeidelik te enkripteer: lusherhaling, polariseringskodering en ordeherrangskikking, en simulasie toon dat CCMEA een-stap-transmissie kan realiseer om skuiwergate te verminder in vergelyking met multistap-koderingsalgoritme. Daarbenewens ontwerp ons 'n veiligheidsopsporingsmetode deur die lokmiddelontledingsfotonanalise en die QBER-ontleding (quantum bit error rate) te kombineer. Die numeriese resultate toon dat CCMEA die veiligheidsdrempel met 27 kan verlaag% in vergelyking met multistap-koderingsalgoritme van die BB84-skema. Ten slotte, vir satelliet-tot-grond-kommunikasie, konstrueer ons 'n analitiese QBER-model op CCMEA met vier faktore: kwantumkanaal-transmissietempo, enkelfoto-verkrygingswaarskynlikheid, metingsfaktor en datafilteringsfaktor. Die resultaat toon die effektiwiteit van CCMEA op satelliet-tot-grond-kommunikasie.

Dit is 'n voorskou van intekenaarinhoud, toegang via u instelling.


Verstaan ​​wat u gaan doen

NOAA-satellietuitsendings

Hoe versamel NOAA-satelliete data?
Die beelde wat deur NOAA-satelliete versend word, word vervaardig deur die satelliet se primêre skande-instrument genaamd die Advanced Very High Resolution Radiometer (AVHRR). Die instrument is ontwerp om vyf kanale van stralingsenergie op te spoor vanaf die aardoppervlak, wat wissel van die sigbare spektrum tot die naby-infrarooi en infrarooi of termiese spektra. Terwyl die satelliet oor 'n gegewe deel van die aarde beweeg, versamel en stuur die AVHRR-sensore data in 'n nabye reële tyd. Dink aan die satelliet wat die aarde se oppervlak lyn vir lyn skandeer. In die resulterende beelde is elke pixel ongeveer 4 × 4 km.

Hoe dra hulle data oor?
Die NOAA-satelliete het ingeboude radio-antennas wat die data wat deur die AVHRR-instrument versamel is, op 'n frekwensie in die 137 MHz-reeks oordra. Om interferensie tussen satelliete te verminder, stuur elke NOAA-satelliet op 'n ander frekwensie binne die 137 MHz-reeks.

Hoe wentel NOAA-satelliete?
NOAA-satelliete wentel son-sinchronies om die aarde. 'N Son-sinchrone baan is 'n byna polêre baan waarin die satelliet elke dag op dieselfde tyd oor 'n gegewe punt van die planeetoppervlak beweeg. Die NOAA-satelliete volg 'n Lae Aarde-baan (LEO). 'N LEO is 'n aardgerigte baan met 'n hoogte van minder as 2000 km. Elke satelliet sirkel die aarde ongeveer elke 100 minute.

Hardeware

Wat doen die antenna?
U antenna is 'n sensor. Dit vang elektromagnetiese golwe op en transformeer dit in 'n elektriese stroom, dit wil sê 'n elektriese sein. Alle antennas is ingestel op spesifieke frekwensie-reekse, wat beteken dat hulle hierdie frekwensies die beste ontvang of uitstuur. Die meeste antennas is rigtinggewend.

Wat doen die RF-kabel?
'N RF-kabel is 'n geïsoleerde radiofrekwensie-kabel. Dit bevat 'n sentrale geleier omring deur 'n skildgeleier. Die kabel dra elektriese seine van die een punt na die ander (dit wil sê van u antenne na u dongel) sonder om interferensie te bewerkstellig.

Wat doen die dongle?
Die dongel ontvang die elektriese sein van die koaksiale kabel, filter dit en skakel dit van analoog na 'n digitale I / Q om sodat dit deur u rekenaar gelees kan word.

Sagteware

Hoekom het u sagteware nodig?
U benodig sagteware om die digitale sein wat deur u dongle na u rekenaar gestuur word, te verwerk. Sagteware maak hierdie seine sigbaar en hoorbaar, ander sagteware dekodeer die seine wat deur die satelliete gestuur word in visuele beelde.

Wat is die verskillende soorte sagteware nodig?
Om uitsendings vanaf satelliete te dekodeer, benodig u drie soorte sagteware:

  • Sagteware-gedefinieerde radio of SDR sagteware om die radiogolwe wat deur u antenna gevang word, te demoduleer en op spesifieke frekwensies in te stel, soos 'n tradisionele radio. SDR-sagteware voer klank uit
  • Satelliet-dekoderingsagteware (bv. WXtoImg) om die klank wat deur die SDR-sagteware gegenereer word, te neem en dit in 'n beeld te dekodeer
  • A virtuele klank kabel sagteware om die SDR-sagteware en die satelliet-dekoderingsagteware te koppel.

Hoe kan ek SDR-sagteware oefen?
Die beste manier om SDR-tegnologieë te oefen, is om u toerusting (antenna, rekenaar, dongle en kabels) na 'n oop ruimte te neem, alles in te skakel, u SDR-sagteware te begin en om die radiospektrum te verken. U kan dinge probeer soos om modusse te verander (modulasie), deur hamradiobande te blaai en om frekwensies te skakel. Kyk hieronder vir die opstartgids vir SDR-sagteware.

Hoe koppel u u SDR-sagteware aan u satelliet-dekoderingsagteware?
Maak nie saak watter soort rekenaar u het en watter soort SDR-sagteware u verkies nie, u moet die klankuitset vanaf u SDR-sagteware na u satelliet-dekoderingsagteware (bv. WXtoImg) stuur. U kan 'n reeks gratis sagteware gebruik om as 'virtuele kabel' tussen die SDR-sagteware en satelliet-dekoderingsagteware op te tree. @sophied gebruik Soundflower (vir Mac) terwyl @sashae die VB-kabel verkies (vir Windows 10).


Inhoud

In 1929 beskryf Herman Potočnik beide geosinchrone wentelbane in die algemeen en die spesiale geval van die geostationêre Aarde-baan in die besonder as nuttige bane vir ruimtestasies. [1] Die eerste verskyning van 'n geosinchrone baan in die populêre literatuur was in Oktober 1942, in die eerste Venus Gelyksydige verhaal van George O. Smith, [2] maar Smith het nie in besonderhede ingegaan nie. Die Britse wetenskapfiksie-outeur Arthur C. Clarke het die konsep in 'n artikel met die titel 1945 gepopulariseer en uitgebrei Buite-aardse aflosse - Kan vuurpylstasies wêreldwyd radiodekking gee?, gepubliseer in Draadlose wêreld tydskrif. Clarke het die verband erken in sy inleiding tot Die volledige gelyksydige Venus. [3] [4] Die baan, wat Clarke vir die eerste keer beskryf het as nuttig vir uitsaai- en relaiskommunikasiesatelliete, [4] word soms die Clarke-baan genoem. [5] Net so staan ​​die versameling kunsmatige satelliete in hierdie baan bekend as die Clarke Belt. [6]

In die tegniese terminologie word die geosinchrone wentelbane dikwels geostationêr genoem as hulle ongeveer oor die ewenaar is, maar die terme word ietwat uitruilbaar gebruik. [7] [8] Spesifiek, geosinchrone Aarde-baan (GEO) kan 'n sinoniem wees vir geosinchrone ekwatoriale baan, [9] of geostasionêre Aarde wentelbaan. [10]

Die eerste geosinchrone satelliet is ontwerp deur Harold Rosen terwyl hy in 1959 by Hughes Aircraft gewerk het. Geïnspireer deur Sputnik 1 wou hy 'n geostationêre (geosinchrone ekwatoriale) satelliet gebruik om kommunikasie te globaliseer. Telekommunikasie tussen die VSA en Europa was toe tussen net 136 mense tegelyk moontlik, afhangend van hoë frekwensie radio's en 'n ondersese kabel. [11]

Konvensionele wysheid destyds was dat dit te veel raketkrag sou verg om 'n satelliet in 'n geosinchrone baan te plaas en dat dit nie lank genoeg sou oorleef om die onkoste te regverdig nie, [12] so vroeë pogings is aangewend om konstellasies van satelliete in lae of medium Aarde wentelbaan. [13] Die eerste hiervan was die passiewe Echo-ballonsatelliete in 1960, gevolg deur Telstar 1 in 1962. [14] Alhoewel hierdie projekte probleme gehad het met seinsterkte en opsporing wat deur geosinchrone satelliete opgelos kon word, is die konsep as onprakties beskou. , so Hughes het dikwels fondse en ondersteuning weerhou. [13] [11]

In 1961 het Rosen en sy span 'n silindriese prototipe vervaardig met 'n deursnee van 76 sentimeter (30 inch), 'n hoogte van 38 sentimeter (15 inch), met 'n gewig van 11,3 kilogram (25 lb); dit was lig en klein, genoeg om geplaas te word. in die wentelbaan deur destyds beskikbare vuurpyl, is spin-gestabiliseer en gebruik dipool-antennas wat 'n pannekoekvormige golfvorm lewer. [15] In Augustus 1961 is hulle gekontrakteer om die werkende satelliet te begin bou. [11] Hulle verloor Syncom 1 weens elektroniese mislukking, maar Syncom 2 is in 1963 suksesvol in 'n geosinchrone baan geplaas. Alhoewel die skuins baan steeds bewegende antennas benodig, kon hy TV-uitsendings oordra, en het die Amerikaanse president John F. Kennedy toegelaat. om die Nigeriese premier Abubakar Tafawa Balewa vanaf 23 Augustus 1963 vanaf 'n skip te bel. [13] [16]

Vandag is daar honderde geosinchrone satelliete wat afstandwaarneming, navigasie en kommunikasie bied. [11] [17]

Alhoewel die meeste bevolkte landlokasies op die planeet nou aardse kommunikasiefasiliteite (mikrogolfoond, veselopties) het, wat dikwels latensie- en bandbreedtevoordele inhou, en telefoontoegang vanaf 96% van die bevolking en internettoegang vanaf 2018, [18] sommige landelike en afgeleë gebiede in ontwikkelde lande is steeds afhanklik van satellietkommunikasie. [19] [20]

Geostationêre baan Redigeer

'N Geostationêre ekwatoriale baan (GEO) is 'n sirkelvormige geosinchrone baan in die vlak van die aarde se ewenaar met 'n radius van ongeveer 42,164 km (gemeet vanaf die middelpunt van die aarde). [21]: 156 'n Satelliet in so 'n baan is op 'n hoogte van ongeveer 35 786 km (22 236 mi) bo die gemiddelde seevlak. Dit handhaaf dieselfde posisie in verhouding tot die aardoppervlak. As 'n mens 'n satelliet in 'n geostasionêre baan kon sien, sou dit lyk asof dit op dieselfde punt in die lug sweef, dit wil sê dat dit nie 'n dagbeweging vertoon nie, terwyl die son, maan en sterre die lug daaragter sou deurkruis. Sulke bane is nuttig vir telekommunikasiesatelliete. [22]

'N Volmaakte stabiele geostasionêre baan is 'n ideaal wat slegs benader kan word. In die praktyk dryf die satelliet uit hierdie baan as gevolg van steurings soos die sonwind, stralingsdruk, variasies in die Aarde se swaartekragveld, en die gravitasie-effek van die Maan en Son, en stuwers word gebruik om die baan in stand te hou in 'n bekende proses as stasiehou. [21]: 156

Uiteindelik sal die wentelbaan, sonder die gebruik van stuwers, skuins wees en elke 55 jaar tussen 0 ° en 15 ° ossilleer. Aan die einde van die satelliet se leeftyd, wanneer brandstof uitgeput raak, kan satellietoperateurs besluit om hierdie duur maneuvers weg te laat om die helling reg te stel en slegs eksentrisiteit te beheer. Dit verleng die lewensduur van die satelliet omdat dit oor tyd minder brandstof verbruik, maar die satelliet kan dan slegs gebruik word deur grondantenne wat die N-S-beweging kan volg. [21]: 156

Geostasionêre satelliete sal ook geneig wees om een ​​van twee stabiele lengtelyne van 75 ° en 255 ° rond te dryf sonder om stasie te hou. [21]: 157

Elliptiese en hellende geosinchrone wentelbane Redigeer

Baie voorwerpe in geosinchrone wentelbane het eksentrieke en / of skuins wentelbane. Eksentrisiteit maak die baan ellipties en lyk asof dit E-W in die lug ossilleer vanuit die oogpunt van 'n grondstasie, terwyl die helling van die baan in vergelyking met die ewenaar kantel en lyk asof dit N-S vanaf 'n grondstasie ossilleer. Hierdie effekte vorm 'n analemma (figuur 8). [21]: 122

Satelliete in elliptiese / eksentrieke wentelbane moet gevolg word deur bestuurbare grondstasies. [21]: 122

Toendra-baan Redigeer

Die Tundra-baan is 'n eksentrieke Russiese geosinchrone baan, wat die satelliet in staat stel om die grootste deel van sy tyd op een hoë breedtegraad te woon. Dit het 'n helling van 63,4 °, wat 'n bevrore baan is, wat die behoefte aan skryfbehoeftes verminder. [23] Ten minste twee satelliete is nodig om deurlopende dekking oor 'n gebied te bied. [24] Dit is deur die Sirius XM Satellite Radio gebruik om die seinsterkte in die noorde van die VSA en Kanada te verbeter. [25]

Kwasi-Zenith-baan Redigeer

Die Quasi-Zenith-satellietstelsel (QZSS) is 'n driesatellietstelsel wat in 'n geosinchrone baan werk met 'n helling van 42 ° en 'n 0,075 eksentrisiteit. [26] Elke satelliet woon oor Japan, en laat seine toe om ontvangers in stedelike klowe te bereik, en gaan dan vinnig oor Australië. [27]

Geosinchrone satelliete word na die ooste gelanseer in 'n progressiewe baan wat ooreenstem met die rotasiesnelheid van die ewenaar. Die kleinste helling waarin 'n satelliet ingestuur kan word, is die breedtegraad van die lanseerterrein, dus die lansering van die satelliet van naby die ewenaar beperk die hoeveelheid hellingverandering wat later benodig word. [28] Deur die lansering van naby die ewenaar te laat, kan die rotasie van die Aarde die satelliet ook 'n hupstoot gee. 'N Lanseringswerf moet water of woestyne in die ooste hê, sodat mislukte vuurpyle nie op 'n bevolkte gebied val nie. [29]

Die meeste lanseervoertuie plaas geosinchrone satelliete direk in 'n geosinchrone oordragbaan (GTO), 'n elliptiese baan met 'n apogee op GSO-hoogte en 'n lae perigee. Aan boord van satellietaandrywing word dan gebruik om die perigeum te verhoog, sirkulariseer en GSO te bereik. [28] [30]

Sodra dit in 'n lewensvatbare geostasionêre baan is, kan ruimtetuie hul lengteposisie verander deur hul semi-hoofas so aan te pas dat die nuwe periode korter of langer is as 'n sterre dag, om 'n skynbare "drift" onderskeidelik oos of weswaarts te bewerkstellig. Sodra dit op die gewenste lengte is, word die periode van die ruimtetuig tot geosinchronies herstel. [ aanhaling nodig ]

Statietvoorstel Redigeer

'N Statiet is 'n hipotetiese satelliet wat die bestralingsdruk van die son teen 'n sonseil gebruik om sy baan te verander. [31]

Dit hou sy ligging oor die donker kant van die aarde op 'n breedtegraad van ongeveer 30 grade. Dit sou elke 24 uur vanaf dieselfde perspektief op die aarde na dieselfde plek in die lug terugkeer, dus is dit funksioneel soortgelyk aan 'n geosinchrone baan. [31] [32]

Ruimtehysbak Redigeer

'N Verdere vorm van geosinchrone baan is die teoretiese ruimtetuig. As een punt aan die grond geheg is, hou die hysbak vir hoogtes onder die geostasionêre gordel 'n korter wentelperiode as slegs deur swaartekrag. [33]

Geosinchrone satelliete benodig stasiebewaring om hul posisie te behou, en sodra hulle brandstofbrandstof opraak en nie meer bruikbaar is nie, word hulle na 'n hoër kerkhofbaan verplaas. Dit is nie haalbaar om geosinchrone satelliete te orbitseer nie, omdat dit baie meer brandstof sal verg as om die baan effens te verhoog, en atmosferiese weerstand is weglaatbaar, wat GSO's duisende jare gee. [34]

Die aftreeproses word toenemend gereguleer en satelliete moet 90% kans hê om meer as 200 km bokant die geostasionêre gordel te beweeg. [35]

Ruimte puin Wysig

Ruimte-afval in geosinchrone wentelbane het gewoonlik 'n laer botsingsnelheid as by LEO, aangesien die meeste GSO-satelliete in dieselfde vlak, hoogte en snelheid wentel, maar die teenwoordigheid van satelliete in eksentrieke wentelbane maak voorsiening vir botsings tot 4 km / s. Alhoewel 'n botsing relatief onwaarskynlik is, het GSO-satelliete 'n beperkte vermoë om rommel te vermy. [36]

Vullis wat minder as 10 cm in deursnee is, kan nie vanaf die aarde gesien word nie, wat dit moeilik maak om die voorkoms daarvan te bepaal. [37]

Ondanks pogings om risiko te verminder, het ruimtetuigbotsings plaasgevind. Die Europese ruimteagentskap-telekomsatelliet Olympus-1 is op 11 Augustus 1993 deur 'n meteoroïde getref en uiteindelik na 'n kerkhofbaan beweeg, [38] en in 2006 is die Russiese Express-AM11-kommunikasiesatelliet deur 'n onbekende voorwerp getref en onbruikbaar gemaak, [39] hoewel die ingenieurs genoeg kontak met die satelliet gehad het om dit in 'n kerkhofbaan te stuur. In 2017 het beide AMC-9 en Telkom-1 afgeskei van 'n onbekende oorsaak. [40] [37] [41]

'N Geosinchrone baan het die volgende eienskappe:

Tydperk wysig

Alle geosinchrone wentelbane het 'n wentelperiode gelyk aan presies een dag van die dag. [42] Dit beteken dat die satelliet elke (sideriese) dag na dieselfde punt bokant die aardoppervlak sal terugkeer, ongeag ander wenteleienskappe. [43] [21]: 121 Hierdie wenteltydperk, T, hou direk verband met die semi-hoofas van die baan deur die formule:

a is die lengte van die baan se halfhoofas μ < displaystyle mu> is die standaard gravitasieparameter van die sentrale liggaam [21]: 137

Helling Wysig

'N Geosinchrone baan kan enige neiging hê.

Satelliete het gewoonlik 'n helling van nul, wat verseker dat die baan te alle tye oor die ewenaar bly, wat dit stilstaande maak ten opsigte van breedtegraad vanuit die oogpunt van 'n grondwaarnemer (en in die ECEF-verwysingsraamwerk). [21]: 122

'N Ander gewilde neiging is 63,4 ° vir 'n toendra-baan, wat sorg dat die baan se argument van perigee nie mettertyd verander nie. [23]

Grondbaan Edit

In die spesiale geval van 'n geostasionêre baan is die grondspoor van 'n satelliet 'n enkele punt op die ewenaar. In die algemene geval van 'n geosinchrone baan met 'n helling of eksentrisiteit wat nie 'n nul is nie, is die grondspoor min of meer verdraaide figuur agt en keer een keer per sterre dag na dieselfde plekke terug. [21]: 122


4. Hoe weet ons waarheen moet ons wys?

In ons vorige berig het ons die noodsaaklikheid van die gesindheidsbepaling- en beheerstelsel (ADCS) bespreek, 'n bietjie lig gewerp op die verskillende koördinaatraamwerke en deur die toepassings daarvan geblaai. Hiermee kan ons verder in ons studie duik en ADCS op 'n beter manier verstaan.

Soos vroeër bespreek, is ADCS verantwoordelik om die satelliet op enige gegewe tydstip in die gewenste rigting in die ruimte te wys. Dit kan egter nie moontlik wees vir die satelliet om honderd persent akkuraatheid te wys nie, en dit kan gebeur dat die satelliet 'n bietjie skud terwyl hy probeer om na 'n bepaalde rigting te wys. Hierdie wankelrige aard van die satelliet kan gekwantifiseer word in terme van hoeksnelheid, ook bekend as die “liggaamsnelhede”. Hiermee kom die hele doel van ADCS daarop neer dat die satelliet in 'n gegewe rigting gewys word met die minste moontlike liggaamsnelheid. Verskillende satelliete verdraagsaam, afhangende van hul loonvragvereistes, vir verskillende liggaamsnelhede, en hierdie toleransie bepaal die kompleksiteit van die ADCS op 'n satelliet.

Nadat u al hierdie dinge gelees het, moet u u afvra, hoe bepaal ons waarheen die satelliet op 'n gegewe tydstip in die ruimte moet wys? Hoe bereken u die rigting van die rigting en hoe meet u die liggaamsnelhede van die satelliet? Die parameters, wys akkuraatheid en liggaamsnelhede kan gemeet word aan die hand van sommige ideale waardes. Die volgende vraag wat opduik, is: hoe verkry ons die ideale waardes?

Hierdie waarom's, wat's en hoe's sal in hierdie en die komende plasings beantwoord word.

Laat ons dus begin met ons eerste vraag, hoe bepaal ons waarheen die satelliet op enige gegewe tydstip in die ruimte moet wys? Verskillende satelliete moet op verskillende dinge wys terwyl hulle om die aarde wentel. Sommige moet die hele tyd na die aarde wys, terwyl 'n paar op verskillende tye na verskillende hemelliggame moet kyk, en 'n paar van die satelliete moet hulself langs ander satelliete in die ruimte oriënteer. Die verskillende asse van die satellietraamwerk moet so draai dat die satelliet kan wys waarheen dit moet wys. As ons dus 'n hipotetiese satelliet beskou waarvan die liggaamsas of die satellietraamwerk so met die tyd aan die draai bly dat die satelliet die gewenste oriëntasie op enige gegewe tydstip met 'n geharde persentasie akkuraatheid kan bereik, dan sal ons iets kry wat ons as die "verwysingsatelliet" kan noem. Die satellietraamwerk van hierdie verwysingsatelliet word die verwysingsraamwerk genoem.

Die verwysingsraamwerke vir verskillende satelliete verskil. In enkele gevalle moet die Z-as van die satelliet voortdurend na die aarde toe wys (stel jou voor dat 'n satelliet aardse beeldvorming moet doen en die kamera saamval met die Z-as) op so 'n manier dat die Y-as na die wentelmoment van die baan wys (Kruis produk van posisievektor en snelheidsvektor van die satelliet in ECI-raamwerk), dan word die verwysingsraamwerk van hierdie satelliet die Orbit-verwysingsraamwerk genoem.


4. Kruisings van data-snitte

Om die samewerkingsproses te bespoedig, is dit wenslik om te weet of daar twee datastroke is. Die lidar-instrument wat nadergekyk word aan boord van die CALIPSO, spoor byvoorbeeld 'n datastrook langs die sub-satellietbaan af. Dit kruis wel of nie 'n datastrook wat geskep is deur die dwarsskandering-MODIS-instrument aan boord nie Aqua. Deur die vlakke op 'n kaart te teken, sal dit dadelik wys dat dit kruis of nie, maar wat is 'n maklike manier om dit analities te bepaal?

Na die wedstryd gaan die paartjies na middagete sit en aan verskillende tafels sit (Fig. 6b). In so 'n geval sal daar geen kruising wees nie, want ten minste een speler sien beide sy teenstanders aan sy linkerkant of albei aan sy regterkant.


III. Satelliet-taak-beplanning

A. Missie-oorsig

Die algehele missie-argitektuur van die satellietkonstellasie-stelsel wat oorweeg word vir die skeduleringsprobleem in hierdie referaat, word in Fig. 1 gegee. Die missiesentrum versamel gebruikersversoeke vir Aarde-waarnemingsdata / -beelde en bepaal die algehele waarnemings- en aflaaiplan van 'n satellietkonstellasie. 'N Gebruikersversoek bevat inligting wat die parameters van die skeduleringsprobleem definieer: ligging en grootte met die geometriese opset, resolusie, prioriteit en tyd van die gemete data. Twee waarnemingsmodusse kan deur die gebruikersversoek gespesifiseer word: waarnemingsmodus met een kol, waarvoor 'n enkele beeld oor 'n klein streek verkry word, of wye-dekkingsmodus, wat veelvuldige skanderings van beelde oor 'n sekere ontwerpte area benodig. Vir die wye-dekkingsmodus word aanvaar dat die missiesentrum die belangstellingsgebied in verskillende stroke toepaslik verdeel. 'N Strook stel 'n enkele waarneming voor waarin die lengte en breedte daarvan afhang van onderskeidelik die duur en die waarnemingsmodus. Gebruikersversoeke kan verskillend geweeg word, afhangende van die winste of wetenskaplike waardes van die waarnemings van die versoek vir die versoek wat bestaan ​​uit meerdere beeldstroke. Daar word aanvaar dat elke strook proporsioneel geweeg word met die verwagte beeldverwerftyd, ook bekend as die verwerkingstyd. Verkreë data word gestuur na die gebruiker wat dit tydens die aflaai versoek het. 'N Netwerk van grondstasies kommunikeer met die missiesentrum en satellietkonstellasie. Vir elke grondstasie neem ons aan dat data vanaf een satelliet afgelaai word terwyl dit oor die stasie beweeg.

Oorsig van die stelsel wat verband hou met die skeduleringsprobleem.

Die Walker-Delta-patroon, simmetriese meetkunde wat dikwels vir aardwaarnemingsmissies gebruik word, word gebruik vir wentelbane van 'n satellietkonstellasie met 'n lae aarde (LEO). Hierdie tipe konstellasie word gedefinieer deur vier parameters, i: t / p / f, waar i die helling is, t die totale aantal satelliete is, p die aantal ewe ruimtes en f die relatiewe spasie tussen satelliete in aangrensende vliegtuie [59]. Elke satelliet is toegerus met toestelle vir kommunikasie vanaf / na die grondstasie, elektriese energie vanaf sonpaneel en batterye, drie-as-houdingsbeheerstelsel vir rats manoeuvreer, en optiese instrumente vir aardwaarneming.

B. Belangrike begrippe in die beplanning

Daar is twee soorte take betrokke by die bogenoemde missiekonsep: waarnemingstake en aflaai-take. 'N Waarnemingstaak dui op die verkryging van 'n bepaalde plek op aarde. Om beeldvervorming te vermy, moet die waarnemingstaak uitgevoer word wanneer die satelliet binne 'n paar toelaatbare toonhoogte- en rolhoeke vanaf die hoek beweeg, soos Fig. 2. 'n Aflaaitaak moet eweneens slegs uitgevoer word wanneer die satelliet binne 'n sekere die hoogtehoek relatief tot die grondstasie. Elke taak lewer 'n sekere beloning (of wins). Die doel van die skedule is om die som van hierdie belonings te maksimeer. In hierdie referaat is take nie voorkeur nie, met ander woorde, sodra 'n satelliet 'n sekere taak begin uitvoer, kan dit nie deur 'n ander taak onderbreek word totdat die eerste taak voltooi is nie.

Elke taak word geassosieer met sigbaarheidsvensters wat bestaan ​​uit die vrystellingstyd en die tyd wat die taak nodig het om binne hierdie tydvenster te begin en te voltooi. In hierdie referaat word take wat streng binne hierdie venster voltooi kan word, geskeduleer, aangesien die satelliet nie die gewenste gebied kan meet of met die grondstasie kan kommunikeer as dit buite bereik is nie. Afhangend van die tipe taak, word die sigbaarheidsperiode verdeel in die waarnemings- en aflaaitydvenster. Gegewe die wentelbane, die maksimum draaihoek of die beskikbare kommunikasiebereik en die ligging van die take of grondstasies, kan die tydvensters vir elke satelliet verkry word met behulp van sagteware soos Satellite Tool Kit (STK). Die aantal gelyktydig sigbare satelliete vanaf die grondstasie word met behulp van STK nagegaan. Vir 'n konstellasie van tot 50 satelliete kan slegs een satelliet gesien word vanaf die grondbeheersentrum met die baanhoogte ingestel op 500 km en die minimum hoogtehoek waarop die grondstasie met die satelliet kan kommunikeer, is groter as 5 °.

Om verskeie take opeenvolgend uit te voer, moet die satelliet die houding van sy liggaam of die hoek van 'n antenna teenoor 'n stel spesifieke rol- en toonhoogte beheer. Die instellingstyd vir 'n satelliet verteenwoordig die tyd wat benodig word vir hierdie houdingsoorgang. Alhoewel die gedetailleerde kwantifisering van die instellingstyd kennis behels van die volle houdingsdinamika van die satelliet en die gepaardgaande beheerders, gaan hierdie artikel uit dat die instellingstyd tussen twee waarnemingstake voorgestel word in terme van die verskille in die rolhoeke. Wanneer die rolhoeke vir twee opeenvolgende take i en j as ϕ i en ϕ j aangedui word, word die instellingstyd tussen hierdie twee vrae voorgestel as τ i j S = c 1 | ϕ j - ϕ i | + c 2 met positiewe konstantes c 1 (in sekondes / graad) en c 2 (in sekondes) afhangend van die satelliet. Soortgelyk aan die satelliet, moet die grondstasie sy antenna van een satelliet na die volgende satelliet rig om aflaaitake uit te voer, dit definieer die instellingstyd vir die aflaaitaak. Dit is hoofsaaklik afhanklik van die verskille in die rolhoeke van die antenna op die grondstasie. Gegewe die rolhoeke ϕ i en ϕ j vir twee opeenvolgende satelliete i en j, kan die instellingstyd tussen twee aflaaitake voorgestel word as τ i j G = c 3 | ϕ j - ϕ i | + c 4 met positiewe konstantes c 3 (in sekondes / graad) en c 4 (in sekondes) afhangend van die antenna.

Wat die data betref, word die data wat deur waarnemingstake deur 'n satelliet versamel word, in die boordopberging gestoor voordat dit na die grondstasie afgelaai word. Die berging het 'n sekere positiewe minimum en maksimum toelaatbare datalimiet aangedui as d min en d max, waar d min veronderstel is om 0. Om te verseker dat die gestoorde data binne hierdie perke is, moet elke satelliet die hoeveelheid data byhou aan boord gestoor. Die gegewens wat in die volgende tydsinterval gestoor word, begin met die hoeveelheid data wat in die huidige interval gestoor word, voeg 'n hoeveelheid by wat waargeneem is uit waarnemingstake, en trek 'n bedrag af wat afgelaai word deur take af te laai. Net so word die satellietbattery-energie begrens deur positiewe konstantes e min en e max. Soortgelyk aan die datastoorvlak, begin die satelliet se energie by die volgende interval vanaf die hoeveelheid energie op die huidige interval, trek die energie wat gebruik word vir waarnemingstake en aflaaitye af, en voeg die energie wat deur 'n sonpaneel opgewek word by.


6. Gevolgtrekkings

Hierdie referaat bied 'n metodologie aan vir die validering van satelliet afgeleide waardes van die wolkvloeibare waterweg. Die doel van hierdie studie was om standaarde vir validasieprosedures daar te stel om foutbydraes wat verband hou met die validering self te minimaliseer. Vir hierdie doel is grondwaardes van die LWP afgelei van metings wat met mikrogolf-radiometers by twee Cloudnet-stasies (steekproefintervalle van 30 s) gemaak is. Dit is vergelyk met LWP-waardes wat bereken is uit data wat verkry is met die SEVIRI-instrument, wat teen 'n koers van 15 minute beskikbaar is. In totaal was daar ~ 2500 monster-pare vir die hele lug beskikbaar vir die ontleding.

Gebaseer op die optima wat gevind is vir die statistiese parameters wat gebruik word om die verband tussen die satelliet en die grondgebaseerde LWP (LWP) te evalueergesit en LWPgr, onderskeidelik), beveel ons aan om SEVIRI-afgeleide LWP te bekragtig deur:

  1. Rekenaar LWPgesit deur die gemiddelde LWP van die pixels rondom die grondstasie te bereken, met behulp van 'n Gaussiese gewigsfunksie met 'n lengteskaal van fL pixels [Vgl. (1) - (3)]. Hierdie lengteskaal definieer die 'validasie-area'. Binne die ondersoekte waardes van fL (1–5 pixels), is die analise nie gunstig vir 'n spesifieke waarde nie. Omdat die absolute variansie van LWPgesit increases with decreasing length scale (Fig. 6) and the image resolution is about twice the sampling distance, fL = 2 pixels is suggested.
  2. Computing LWPgr by averaging the MWR measurements over an interval centered on the satellite overpass time, using a Gaussian weight function [Eqs. (4)–(6)]. In agreement with the findings by Deneke et al. (2009), the length of the averaging interval should be considerably longer than the time needed for the clouds to move across the validation area. The best multiplication factor with respect to this time ( ft/fL) increases from ∼10–15 for fL = 1 pixel to ∼3–4 for fL = 5 pixels.
  3. Making a correction for parallax. For the complete reference dataset, the improvement resulting from the parallax correction was significant at the 99.5% level, but its effect was not significant for a subset of the data representing relatively homogeneous cloud fields. This indicates that the parallax correction owes its effectiveness to its influence on LWPsat of inhomogeneous cloud fields.

The question arises whether the same settings should be made in the case that the MWR measurements are not supported by collocated radar and lidar measurements. In the absence of radar and lidar profile measurements, cloud-top height can be estimated by combining cloud-top temperatures derived from the 10.8-μm SEVIRI channel signal with temperature profiles from ECMWF analyses. This alternative was investigated and it appeared that the optimum length and time scales and the significance of the parallax correction were almost identical to those found when cloud-top height was derived from the radar and lidar measurements. There is a problem, however without radar and lidar, it is not possible to discriminate water clouds on the basis of the ground measurements, and many mixed cloud fields with substantial ice contributions intrude the datasets. When the selection criterion for water clouds on the basis of the ground measurements was relaxed, then the number of samples increased by 49% relative to the reference dataset. The same optimum settings were found, and they therefore appear to be robust. However, the explained variance decreased from 80% to 69%, which indicates that the selection of water clouds by means of the radar and lidar profiles is essential. Therefore, validation with MWRs without information from collocated radar and lidar is not recommended.

Studies like this one cannot be performed for sensors on board polar-orbiting satellites. They acquire only one or two measurements per day for the location of a particular MWR, so the resulting small number of samples does not enable the statistical analyses presented here. This raises the question about how to use the recommendations from the present study for validation studies with sensors on board polar-orbiting satellites more generally, how do we use these recommendations for validation studies with other satellite sensors having a different resolution or view angle, during other seasons, or in different climate regions, where cloud conditions may be different.

The use of Gaussian weight functions for averaging in space and time probably has a wider applicability. In addition, the arguments used to recommend an averaging length scale equal to the true image resolution should also hold for images with other resolutions. What is the optimum time scale for averaging the ground measurements? Figure 9 and the corresponding conclusions provide guidance toward the answer. Table 4 lists resulting track lengths for some satellite sensors commonly used to estimate LWP and for evaluating a regional climate model (RCM see van Meijgaard and Crewell 2005) run at a typical resolution of 25 km (Roebeling and van Meijgaard 2009). Track lengths can be converted into a time scale by dividing track length by the wind speed at cloud-top height. Note that it was assumed that the results given in Table 4 can be obtained by extrapolation in cases where the image resolution falls outside the range of length scales investigated in the present study. This is a fair assumption for the RCM and for SSM/I because their resolutions are only slightly larger than the longest-length scale investigated in the present study, but it is difficult to provide recommendations for MODIS and AVHRR, which have image resolutions much higher than that of SEVIRI at the Cloudnet stations. Because the optimum ratio between ft en fL increases with increasing resolution, the optimum track length for these sensors should be much longer than the image resolution. The problem of setting the track length for MODIS and AVHRR might also be solved by aggregating the data in such a way that they have the resolution of the SEVIRI data. Note also that the validation of LWP from spaceborne microwave sensors such as AMSR-E and SSM/I is problematic because retrievals are limited to water surfaces. Hence, validation radiometers must be located either on a ship or on an island that is so small that it does not affect cloud conditions.

The importance of the parallax correction increases with decreasing length scale (or pixel size), increasing satellite zenith angle, and increasing cloud-top height. Finally, results from the present study, strictly speaking, only apply to the cloud climatology of Chilbolton and Palaiseau during the summer. It would be interesting to repeat the present study for other cloud climatologies.

Although use of the proposed validation strategy does not remove all validation errors, it does reduce these errors to a minimum. Our suggestions might also be applicable for the validation of other cloud-related properties that vary at the same scales as cloud LWP—in particular, cloud optical thickness and atmospheric transmission (Deneke et al. 2008).


Intelsat V

Intelsat V

Launched in December 1980 Intelsat V was the first commercial Direct Broadcast TV satellite. This was made possible by adopting three axis stabilisation using momentum wheels as pioneered by the ATS-6 satellite. Weighing 4250 lbs (1928 kgs) at launch it was stabilised to within 0.5 degrees and propulsion was by means of hydrazine thrusters.

Because it did not rely on a spinning body for stabilization, Intelsat V could be made in any convenient shape, in this case a box, onto which various appendages housing subsystems could be mounted.

An antenna farm was located on the side of the box facing the Earth with antennas optimised for global, hemispherical, zone and spot footprints with linear and circular polarisation and different frequencies to avoid interference.

Two great fields of solar panels spanning 52.1 feet (15.9 metres), delivering 1800 Watts of power, extended from the adjacent sides of the box and were kept pointing towards the Sun by electric motors as it orbited the Earth and during the Sun's apparent North - South seasonal excusions. Energy was stored in Nickel Cadmium and Nickel Hydrogen batteries.

Communications were provided by 21 C-Band (6GHz uplink-4GHz downlink) and 4-Ku-Band (14 GHz uplink 11 GHz downlink) transponders carrying 12000 voice circuits and 2 TV channels.

As in ATS-6, it used passive thermal management.

The Intelsat V configuration became the template adopted by many subsequent satellite designs.

Intelsat V was designed and manufactured by Ford Aerospace led by Robert E. Berry.


Kyk die video: satellietbanen (Desember 2022).