Studii de consultanţă la nivel naţional

privind opţiunea de drept a României

la orbita geostaţionară

(1994)

Lucrările au fost comandate şi finanţate de Ministerul Cercetării şi Tehnologiei

Definirea conceptului de orbită geostaţionară

din punct de vedere fizic, tehnic şi juridic.

Utilizarea orbitei geostaţionare pe plan internaţional.

Conceptul de resursă şi limite

Colectiv de elaborare:

(în ordine alfabetică)

Ing. Alexandru Cristian Constantinescu

Ing. Sorin Diaconescu

Ing. Mircea Preduţ – responsabil faza 1

Prof. Dr. ing. Alexandru Spătaru – responsabil faza 2 (finală)

Faza finală

© SCIENTCONSULT, septembrie 1994

CUPRINS

INTRODUCERE......................................................................................................... 2

1. CONCEPTE ŞTIINŢIFICE PRIVIND ORBITA GEOSTAŢIONARĂ................... 3

1.1. CONSIDERAŢII DE MECANICĂ CEREASCĂ................................... 3

1.2. SATELITUL ARTIFICIAL STAŢIONAR............................................... 5

2. ORBITA GEOSTAŢIONARĂ. PARTICULARITĂŢI............................................. 8

2.1. AVANTAJE ŞI DEZAVANTAJE......................................................... 8

2.2. PROBLEMA „SLOTURILOR“ ORBITALE.......................................... 10

2.3. ELEVAŢIA SATELITULUI.................................................................... 11

2.4. FACTORI ASTRONOMICI PERTURBATORI................................... 13

3. ASUPRA SATURĂRII ORBITEI GEOSTAŢIONARE...................................... 14

3.1. SPAŢIEREA ORBITALĂ...................................................................... 14

3.2. CO-LOCAŢIA PE ORBITA GEOSTAŢIONARĂ................................. 16

3.3. PROBABILITATEA CIOCNIRII OBIECTELOR PE

ORBITA GEOSTAŢIONARĂ................................................................. 17

3.4. SATELIŢI RELEU GEOSTAŢIONARI................................................ 19

4. ORGANISME INTERNAŢIONALE DE TELECOMUNICAŢII PRIN

SATELIŢI GEOSTAŢIONARI, LA CARE ROMÂNIA ESTE MEMBRU........... 20

4.1. ORGANIZAŢIA ŞI SATELIŢÞII INTELSAT (International

Telecommunications Satellite Organization)....................................... 20

4.2. ORGANIZAŢIA ŞI SATELIŢII INTERSPUTNIK................................. 23

4.3. ORGANIZAŢIA ŞI SATELIŢII EUTELSAT......................................... 24

4.4. ORGANIZAŢIA ŞI SATELIŢII INMARSAT (International Maritime

Telecomunication Organization)........................................................... 26

5. SATELIŢI GEOSTAŢIONARI, ALŢII DECÂT CEI

DE TELECOMUNICAŢII...................................................................................... 27

5.1. SATELIŢI METEOROLOGICI PE ORBITA GEOSTAŢIONAR Ă.. 27

5.2. SATELIŢI GEOSTAŢIONARI MILITARI.............................................. 28

5.3. SATELIŢI PENTRU CERCET ĂRI ASTROFIZICE.......................... 31

6. LANSAREA SATELIŢILOR GEOSTAŢIONARI............................................... 32

6.1. Lansarea cu ajutorul rachetelor purt Ătoare... 32

6.2. Lansarea din naveta spaŢial Ă............................................ 34

7. INTRODUCTIV JURIDIC LA PROBLEMATICA ORBITEI

GEOSTAŢIONARE............................................................................................... 35

CONCLUZII................................................................................................................. 37

Referinţe bibliografice.................................................................................... 38

Anexa 1 - Evoluţia sateliţilor Intelsat............................................................. 39

Anexa 2 - Evoluţia sateliţilor Eutelsat........................................................... 41

Anexa 3 - Alţi sateliţi meteo geostaţionari................................................... 42

Anexa 4 - Sateliţi geostaţionari de navigaţie............................................... 44

Anexa 5 - Programe cu sateliţi geostaţionari în Federaţia Rusă ............. 45

INTRODUCERE

Documente ale Organizaţiei Naţiunilor Unite emise an de an în ultimele două decenii privind problematica spaţială includ aspecte juridice, etice, politice, social-culturale şi economice ale dreptului egal al Statelor membre la orbita geostaţionară.

Aceste aspecte sunt înscrise de asemenea anual pe agenda / Ordinea de zi a Comitetului Naţiiunilor Unite pentru Utilizări Paşnice ale Spaţiului Extraatmosferic, la recomandarea Subcomitetului său Ştiinţific şi Tehnic. Începând din anul 1970, fiecare sesiune anuală a acestui Subcomitet de lucru al Naţiunilor Unite concluzionează la acest punct al Ordinei de zi în sensul recomandării Comitetului menţionat ca acesta să menţină punctul respectiv pe Ordinea de zi a sesiunii următoare, ceea ce poate sugera complexitatea şi sensibilitatea / subtilitatea problemelor pe care le incumbă.

România deţine calitatea de vice-preşedinte al Comitetului Naţiunilor Unite pentru Utilizări în Scopuri Paşnice ale Spaţiului Extraatmosferic. La fiecare sesiune anuală a acestui Comitet, ca şi la Sesiunea Subcomitetului Ştiinţific şi Tehnic care o precede, sunt de aşteptat intervenţii fundamentate la toate punctele Ordinei de zi, inclusiv ale delegaţiei României, interesate în exercitarea dreptului şi îndatoririlor sale internaţionale.

Þinând seama de o atare necesitate, Agenţia Spaţială Română, cu înţelegerea acordată acestei probleme de Colegiul Consultativ al Guvernului pentru Cercetare Aplicativă şi Dezvoltare, a iniţiat abordarea temei de faţă, pe coordonatele stabilite în Conţinutul fazelor aprobate. Se urmăreşte o edificare a participanţilor la sesiunea din luna martie 1995 şi a acelora care vor avea mandat de participare ulterior asupra problemei-cadru a orbitei geostaţionare, dar mai ales asupra punctului de vedere conjunctural optim de exprimat în legătură cu dreptul fiecărei ţări din întreaga lume la această condiţie spaţială favorabilă.

În vederea susţinerii într-o instanţă mondială, cum este Organizaţia Naţiunilor Unite, a opţiunii de drept a României privind proprietatea de poziţie orbitală sau accesul la o asemenea alocaţie, sunt necesare nu doar argumente de ordin juridic, ci şi temeiuri de înţelegere a aspectelor fundamentale ale problematicii.

Prima fază a Raportului oferă, într-o sistematizare conformă cu obiectivul care l-a generat, asemenea elemente de fundamentare. Ele ţin de mecanica cerească şi dinamica obiectelor cosmice pe orbita de tip staţionar, precum şi aspectele fizice şi tehnice esenţiale implicate.

Scopul fazei se constituie astfel într-o succesiune de tematici epicentrice ale problemei prin care se defineşte orbita geostaţionară ca resursă limitată a societăţii omeneşti şi în acelaşi timp bun comun al întregii umanităţi.

Implicit, scopul acestei faze iniţiale este pregătitor, în sensul că pune la dispoziţia oricărui mandat de reprezentare la indiferent ce dezbatere internaţională asupra tematicii enunţate piesele de edificare prealabilă expuse pe cât posibil concis, clar, ştiinţific şi cu discernământul impus de specificul consacrării al specialiştilor care compun cercurile de dezbatere.

Stilul, nivelul de aprofundare şi extinderea explicativă corespund acelora din Rapoarte şi Rezoluţii ale Naţiunilor Unite, avute în vedere atât la investigaţia-baleiaj informaţională, cât şi la selecţia modulelor prezentării.

1. CONCEPTE ŞTIINŢIFICE PRIVIND ORBITA GEOSTAŢIONARĂ

1.1. CONSIDERAŢII DE MECANICĂ CEREASCĂ

Se consideră satelit artificial al Pământului acel corp (obiect) de provenienţă terestră care, fără să fie acţionat de o sursă proprie de energie (de propulsie), se roteşte în jurul planetei cel puţin pe durata unei perioade de revoluţie (înconjoară o dată Pământul).

În acest accept se poartă discuţiile oficiale asupra obiectelor cosmice astfel denumite.

Este denumită viteză circulară de zero sau prima viteză cosmică, având valoarea de 7.912 m/s, viteza teoretică necesară ca un corp aruncat orizontal la suprafaţa Pământului, în absenţa atmosferei şi considerându-se planeta perfect sferică, să-i facă înconjurul complet.

Cu cât distanţa de la Pământ a punctului din care este aruncat corpul respectiv este mai mare, cu atât mai mică este viteza necesară pentru satelizarea corpului respectiv.

De exemplu, înălţimii (distanţei măsurate de la suprafaţa Pământului) de 200 km îi corespunde viteza circulară de 7.791 m/s, iar înălţimii de 1.000 km — 7.356 m/s.

Pentru tema explorată aici sunt utile şi alte valori, şi anume corespondenţele: 20.000 km — 3.892 m/s, 35.870km — 3.076 m/s, 50.000 km — 2.662 m/s şi 930.000 km — 652 m/s.

Fiecărei viteze pentru iniţializarea unei orbite — în cazul de faţă, orbită circulară — îi corespunde o anumită perioadă de revoluţie, care, evident, va fi mai mare pentru orbitele mai îndepărtate, a căror lungime este mai mare.

Astfel, corespunzător depărtărilor alese mai sus, pentru exemplificare, perioadele de revoluţie sunt:

200 km/7.791 m/s — 1 oră 28 min 25 sec;

1.000 km/7.356 m/s — 1 oră 45 min 2 sec;

20.000 km/3.892 m/s — 11 ore 30 min;

35.870 km/3.076 m/s — 24 ore;

50.000 km/2.662 m/s — 37 ore 11 min.

În aceste exemplificări [2] au fost încadrate datele pentru orbita geostaţionară corespunzătoare depărtării satelitului de suprafaţa Terrei de 35.870 km, pentru a se accentua particularităţile acesteia (perioada de revoluţie de 24 de ore). Trebuie subliniat faptul că în calculele de mecanică cerească se operează cu valori ale distanţei care semnifică depărtarea dintre centrele de masă ale celor două corpuri, adică distanţa se măsoară de la centrul Pământului (se mai adaugă jumătate din diametrul mediu al Terrei = 1/2 · 12.742 km).

Distanţa de 930.000 km a fost menţionată pentru că ea reprezintă o valoare de referinţă, acceptându-se că la acea depărtare de Terra atracţia planetei asupra unui corp aruncat de pe Pământ este practic zero (forţa de atracţie pe care Terra o exercită asupra corpului respectiv scăzând proporţional cu pătratul distanţei). Ca să „scape“ de această constricţie corpul considerat ajuns în acel punct va trebui să aibă o viteză reziduală de numai 930 m/s, faţă de 11,2 km/s — viteza teoretică de eliberare la suprafaţa Pământului, de 11,01 km/s la o depărtare de Terra de 200 km şi de 3,76 km/s şi 2,74 km/s dacă obiectul se află la o depărtare de Pământ de 50.000 km şi respectiv 100.000 km.

Notă. Orbita satelitului este o elipsă de-a lungul căreia viteza variază în sensul următor: în punctul cel mai apropiat (perigeu, dacă referirea nu se face la Gea, sau periastru) viteza are valoarea maximă, descreşte apoi până în punctul opus, cel mai îndepărtat (apogeu sau apoastru) şi creşte continuu apoi până la valoarea sa maximă pe care o redobândeşte când îşi atinge din nou perigeul.

Pe orbita eliptică de tip general, viteza v la distanţa r (măsurată de la centrul de atracţie gravitaţională, respectiv centrul Terrei) în orice moment al evoluţiei parcursului orbital se determină după următoarea relaţie, în funcţie de mărimea semiaxei mari, notată cu a, a elipsei:

Orbita circulară constituind un caz particular pentru care focarele coincid cu centrul Pământului (deci a=r), viteza se determină cu formula:

La suprafaţa planetei (r=6.371 km, constanta gravitaţională având valoarea 3,986 105 km3/s2) viteza circulară va fi vco=7,9 km/s — prima viteză cosmică — viteza circulară pentru planeta Pământ.

Cu această formulă se obţin şi valorile notate anterior.

Când obiectul cosmic a fost lansat în zbor, respectiv la capătul perioadei active a rachetei purtătoare, când a încetat propulsia ultimei trepte şi obiectul cosmic, despărţit sau împreună cu aceasta, îşi începe evoluţia iniţială, viteza are expresia:

Dacă această viteză iniţială are o anumită valoare, şi anume 2k/ro, atunci semiaxa mare a elipsei, aşa cum se vede din expresia de mai sus, tinde către infinit sau traiectoria obiectului considerat devine o parabolă.

Expresia rezultată:

defineşte ceea ce în astronautică se numeşte viteza parabolică sau viteza de eliberare, întrucât, dacă obiectul este aruncat cu această viteză, în afara mediului rezistent atmosferic, scapă definitiv din câmpul gravitaţional terestru şi iese în cuprinsul sistemului solar.

Pentru completarea ideii este de văzut că

adică viteza de eliberare se află multiplicând valoarea vitezei circulare cu coeficientul 1,41, ceea ce înseamnă că la suprafaţa Pământului viteza parabolică are mărimea de 11,9 km/s, iar la depărtarea de 200 km — de 11,01 km/s.

1.2. SATELITUL ARTIFICIAL STAŢIONAR

Se denumeşte perioadă siderală de revoluţie a obiectului cosmic artificial timpul în care acesta îşi parcurge orbita, pentru cazul orbitei circulare de zero (corespunzătoare aruncării sale în spaţiu de la suprafaţa Pământului, în ipotezele că mediul nu este rezistent, iar globul terestru este perfect sferic), aceasta fiind de o oră 24 minute 25 secunde. Perioada de revoluţie astfel considerată se raportează la bolta cerească şi la un observator pământean situat într-un anumit punct pe sol, şi nu la un observator aflat indiferent unde.

Pentru o abordare riguroasă a temei este util de imaginat cazul când observatorul se află undeva pe Ecuator, iar orbita circulară a satelitului este riguros ecuatorială (planul orbitei se suprapune planului ecuatorului terestru) şi mişcarea satelitului se efectuează de la vest spre est, la fel ca mişcarea de rotaţie (diurnă) a Pământului.

În timpul în care satelitul îşi va încheia orbita realizându-şi respectiv perioada siderală de revoluţie, observatorul va parcurge un arc de cerc destul de mare faţă de poziţia iniţială, corespunzător dimensiunii unghiulare a celor aproximativ 90 de minute considerate (în timpul unei revoluţii a satelitului Pamântul s-a rotit în jurul axei polilor cu 22° 9’ 23’’). Aşadar observatorul se va găsi undeva înaintea satelitului. Exact, acestuia îi vor trebui 5 minute şi 16 secunde ca să-l ajungă din urmă pe observator.

Se constituie astfel o altă caracteristică a mişcării satelitului denumită perioada sa sinodică de revoluţie în raport cu Pământul, care, pentru satelitul artificial de zero este de o oră 29 minute 41 secunde (au fost adăugate cele 5 minute şi 16 secunde perioadei siderale de revoluţie). Mai explicit, după o oră 29 minute 41 secunde observatorul aflat la ecuator va vedea din nou satelitul exact în punctul de pe cer de la începutul revoluţiei anterioare, de exemplu, la zenit.

Deoarece perioada siderală de revoluţie creşte cu depărtarea satelitului de Pământ, şi arcul ecuatorial de deplasare unghiulară a observatorului prin rotaţia Pământului va fi mai mare în cazul sateliţilor în evoluţie mai îndepărtată. Astfel, dacă la suprafaţa Pământului perioada sinodică este cu numai 6.24% mai mare decât perioada siderală, pentru satelitul artificial care evoluează pe orbită circulară ecuatorială la o depărtare de suprafaţa Terrei de 8.000 km, diferenţa respectivă va fi de 25%, iar pentru satelitul artificial care evoluează la o depărtare de Pământ de 13 900 km, majorarea perioadei siderale este de 50% pentru stabilirea valorii perioadei sinodice de revoluţie a satelitului considerat.

În continuare, diferenţele cresc extrem de mult. De exemplu, pentru satelitul care evoluează la o depărtare de Terra de 27.800 km, perioada sa sinodică de revoluţie este de 10 ani, pentru cel aflat la 34.800 km perioada sinodică de revoluţie este de 100 de ani, iar pentru cel care evoluează la înălţimea de 35.870 km perioada sinodică de revoluţie devine infinită, ceea ce înseamnă că satelitul rămâne fix faţă de un observator de pe Pământ, adică a devenit satelit artificial staţionar [5].

Poziţia satelitului artificial în spaţiu, raportată la corpul central, care este Pământul, se exprimă unghiular, şi anume prin azimut şi elevaţie („înălţimea“) unghiulară faţă de planul ecuatorial.

În cazul satelitului geostaţionar, evident, poziţia sa se defineşte printr-o singură coordonată — azimutul — adică, în sistem geografic, longitudine estică (°E) sau vestică (°W). De aceea, toate referinţele la anumiţi sateliţi geostaţionari, din documente sau din alte materiale, se fac cu precizarea punctului său de poziţionare, indicându-se coordonatele menţionate.

Satelitul staţionar are caracteristica definitorie dată de perioada de revoluţie de 1.440 minute, egală cu perioada de rotaţie a Pământului. Datorită acestui fapt, satelitul se mişcă cu aceeaşi viteză unghiulară ca şi punctul de pe ecuator la al cărui zenit este. Sugestivă este reprezentarea unei raze oarecare a planetei care, pornind din centrul Pământului, înţeapă ecuatorul într-un anumit punct şi se prelungeşte (imaginativ) până la „cota“ 35.870 km, plasându-i-se în vârf satelitul.

Rotindu-se „solidar“ cu această axă imaginară, satelitul se va menţine mereu „la punct fix“.

Într-o denumire completă, satelitul de acest tip este sincron (pentru că se roteşte, ca şi Pământul, de la vest la est şi exact cu aceeaşi viteză unghiulară) şi staţionar (în sensul de mai înainte).

Este utilă această precizare, deoarece mai există şi alte tipuri de sateliţi sincroni, care însă nu sunt staţionari. Aceasta dacă orbita satelitului, tot circulară, face un unghi oarecare i (diferit de zero) cu ecuatorul, adică este înclinată faţă de planul ecuatorului. În acest caz satelitul nu va mai fi staţionar şi va efectua o mişcare basculantă cu o deschidere de 2i.

În examinarea teoretică a problematicii dinamicii orbitale a sateliţilor artificiali ai Pământului se introduce noţiunea de cerc de utilizare a satelitului, reprezentând locul geometric al punctelor limită de pe suprafaţa Pământului din care satelitul considerat este vizibil (radiovizibil). Acest cerc are raza = R sin o, unde o este latitudinea punctului Po de pe cercul respectiv. Distanţa maximă dintre două puncte care pot vedea simultan satelitul este dată de diametrul 2 al cercului rezultat din intersecţia planului cu globul terestru. Acestui diametru îi corespunde un unghi la centru 2o = 147° 50’, respectiv un arc cu o lungime de circa 16.000 km pe suprafaţa globului terestru. Distanţa dintre un punct situat chiar pe cercul de utilizare (cu diametru 2) şi satelitul sincron este de circa 40.800 km, căreia îi corespunde un timp de propagare pe traseul Pământ-satelit-Pământ de 0,272 s, cu consecinţe de luat în seamă.

Sunt de prezentat următoarele dimensiuni constituind acoperirea, respectiv a conului de cuprindere a planetei dintr-un punct de pe orbita satelitului geostaţionar:

· lungimea arcului de cerc ecuatorial de pe care este vizibil satelitul şi, respectiv a arcului de orbită geostaţionară pe care-l cuprinde un observator terestru situat într-un punct ecuatorial oarecare: 162° 36’ 30’’, adică o lungime de arc de 18.102 km;

· arcul de cerc ecuatorial.

Rezultă că, dacă trebuie realizată o legătură continuă (permanentă) între două puncte oarecare de pe glob, un singur satelit nu este suficient. Altfel spus, trebuie avut în vedere în fiecare caz „pata de acoperire“ din imaginarul con de lumină al satelitului geostaţionar, care este mai mică decât o semisferă a globului terestru.

Aceasta are semnificaţie şi importanţă practică în legătură cu problematica investigaţiei de faţă privind legalitatea atribuirii statelor membre ale Naţiunilor Unite a unui segment sau punct sau post pe orbita geostaţionară.

2. ORBITA GEOSTAŢIONARĂ. PARTICULARITĂŢI

2.1. Avantaje Şi dezavantaje

Cu trei sateliţi geostaţionari echidistanţi se va realiza un triunghi echilateral cu latura de 88.800 km, reprezentând distanţa de vedere, deci de radiovizibilitate directă între fiecare doi sateliţi învecinaţi. Fiecare satelit va privi la rândul său globul pământesc într-o deschidere unghiulară de 18° (de la depărtarea sa de 35.870 km), care acoperă 42,3% din suprafaţa terestră.

Aceasta este schema cea mai simplă de descriere a avantajelor orbitei geostaţionare. De subliniat că orbita geostaţionară este unică, întrunind următoarele caracteristici definitorii:

a/ este o orbită circulară;

b/ se situează în planul ecuatorial terestru;

c/ este o orbită de tip sincron;

d/ satelitul are acelaşi sens de rotaţie ca şi Pământul.

Orbita geostaţionară se oferă ca o favorabilă disponibilitate, conferind următoarele avantaje [3]:

a/ faptul că satelitul stă la post fix, deosebit de celelalte tipuri de sateliţi, aşa-zişi „de defilare“, constituie un avantaj, nemainecesitând echipament — destul de sofisticat — de urmărire, ceea ce minimizează costurile şi complexitatea staţiilor terestre;

b/ localizările din aria de acoperire a satelitului rămân în contact la vedere, evitându-se întreruperile în transmisii care se produc atunci când sateliţii de defilare dispar la orizont;

c/ datorită ariei largi de acoperire, un număr important de staţii terestre pot intercomunica;

d/ un număr relativ mic de sateliţi (minim trei) poate realiza o acoperire aproape completă a globului (rămân arii restrânse polare neacoperite);

e/ deoarece satelitul nu efectuează nici o mişcare relativă faţă de vreuna din staţiile terestre, aproape nu există vreo glisare Doppler (sateliţii care descriu orbita eliptică au diferite deplasări ale frecvenţei faţă de staţiile terestre, ceea ce face să crească complexitatea şi costul acestora).

Orbita geostaţionară prezintă şi dezavantaje, cum sunt:

a/ nu poate acoperi latitudini, sudice şi nordice, mai mari de 81,5°, ceea ce se reduce la 77° N, respectiv la 77° S dacă se exclud înclinări ale antenelor mai mici de 5°, numai că zonele respective sunt în mare parte acoperite cu gheaţă;

b/ din cauza distanţei mari pe care trebuie să o parcurgă semnalele emise de satelit, ele slăbesc foarte mult (atenuarea este invers proporţională cu pătratul distanţei), aceasta însemnând 1 picowatt sau o bilionime dintr-un watt;

c/ durata propagării semnalelor este de asemenea proporţională cu distanţa şi valoarea sa de 270 milisecunde (în medie) este suficientă pentru a influenţa în mod semnificativ eficienţa transmisiei;

d/ realizarea orbitei geostaţionare, sub raport energetic, pentru propulsia rachetei purtătoare şi rezerva de combustibil, este dezavantajoasă faţă de cazul celorlalte tipuri de orbite, circulare joase sau eliptice cu perigeul jos;

e/ orbita geostaţionară resimte mai defavorabil decât celelalte tipuri de orbită eclipsele terestre de Lună;

f/ din cauză că nici o antenă nu este eficientă 100%, se produc întotdeauna pierderi din energia radiată, fenomen cunoscut sub denumirea de Free Space Loss — cea mai importantă sursă de pierderi de transmisie, a cărei intensitate creşte cu distanţa.

2.2. PROBLEMA „SLOTURILOR“ ORBITALE

Marcările similare unor „crestături“ pe orbita geostaţionară sunt o operaţie de autentică hotărnicie, prin care se dă curs legitimităţii recunoscute a proprietăţii fiecărui stat nu doar de acces la obiecte cosmice artificiale plasate acolo, ci efectiv, fizic, la acest cerc virtual spaţial reprezentat de orbita geostaţionară.

Există înţelegeri şi acorduri internaţionale care se referă la alocarea de frecvenţe şi de sloturi pentru sateliţii de comunicaţii din orbita geostaţionară, forumul principal de autoritate în materie constituindu-l International Telecommunications Union (ITU), dar şi alte organisme internaţionale, cum este INTELSAT, se recunosc cu implicaţii operaţionale aici.

La nivelul anului 1990, „sloturile“ orbitale pentru sateliţii geostaţionari s-a convenit să fie la intervale de 3°, ceea ce înseamnă pentru cercul respectiv un total de 120 de poziţii disponibile, care, aşa cum s-a arătat mai sus, prin modalităţi tehnice corespunzătoare acceptabile, pot fi înmulţite. Sateliţii care lucrează în banda 6/4 GHz pot ocupa un asemenea interval de numai 3°, deci pot sta alături de sateliţi care au frecvenţele de lucru de 14/12 GHz.

Au apărut însă cereri tot mai insistente pentru alocaţie şi din partea unor ţări care nu pot beneficia imediat de orbita geostaţionară, iar numărul cererilor pentru sloturi, adresate de organizaţii de profil din ţările avansate în domeniul spaţial, depăşeşte cele 120 de posturi posibile.

Ca urmare, formulându-se noi restricţii sau reformulându-se restricţiile anterior acceptate, s-a pus în discuţie reducerea intervalului (a spaţierii intersatelitare) la 2°, ceea ce a mai creat 60 de locaţii.

Prin perfecţionarea în continuare a întregului şi detaliilor sistemelor de comunicaţii spaţiale, satelitare, cu luarea în consideraţie şi a posibilităţii de adoptare a unor frecvenţe şi mai înalte, cum sunt cele de 30/20 GHz, s-au creat premise de spaţiere limitată la numai 1°, ceea ce înseamnă cifra de saturare 360.

Mai trebuie notat că, dacă spaţierea la 3° înseamnă dispunerea sateliţilor la o distanţă de 2200 km unul de altul, reducerea intervalului la 2° corespunde unei apropieri a obiectelor cosmice la 1500 km unul de altul, pentru ca spaţierea la 1° să le apropie la circa 1000 km.

Faptul are însemnătate majoră pe plan tehnic, pentru că acum cresc mult exigenţele privind construcţia şi funcţionarea antenelor terestre, care, o dată cu micşorarea ecarturilor dintre cei doi sateliţi de vecinătate, trebuie să satisfacă cerinţe mult sporite în ceea ce priveşte îngustimea fasciculului de microunde la emisie pentru contactarea precisă a satelitului corespondent, evitându-se erorile şi perturbaţiile datorate în special dispersiei în timp a fasciculului la nivelul orbitei staţionare.

Prin măsuri de durată, eşalonate pe un deceniu, începând din anii ’80 şi reeşalonate după 1990, au fost repoziţionaţi anumiţi sateliţi pentru soluţionarea problemei de capacitare (saturare) a orbitei geostaţionare, dacă nu în întregul ei, cel puţin pe un arc aglomerat stabilit între longitudinea vestică 19° (W) şi longitudinea estică 35° (E), care acoperă o întinsă regiune între mid-Atlantic şi Atlanticul de vest. Aici au fost concentraţi sateliţi de uz internaţional INTELSAT, destinaţi în principal rutelor transatlantice, precum şi sateliţi naţionali sau regionali (locaţi preferenţial între 11,5° W şi 13° E).

După o acoperire favorizată pe mid-Atlantic şi mid-Pacific, sateliţii geostaţionari de comunicaţii (tipul dominant de sateliţi geostaţionari) au început a fi distribuiţi preferenţial pentru acoperirea Americilor, de Nord şi de Sud, deşi în ultimul timp (după anul 1990) s-a observat o creştere a frecvenţei lansărilor de sateliţi poziţionaţi în mod convenabil pentru acoperirea Europei, Africii şi Asiei Centrale, de Est şi de Vest.

2.3. ELEVAŢIA SATELITULUI

Elevaţia sau înclinarea, respectiv unghiul sub care este radiovizibil un satelit geostaţionar din punctul unei staţii terestre, are însemnătate în legătură cu condiţiile şi cerinţele obţinerii accesului la orbita considerată.

Cererile de acces sau de acordare de slot orbital geostaţionar s-au mărit pe zonele terestre menţionate, dar pentru fiecare regiune există o poziţie preferată, corespunzătoare unghiurilor celor mai înalte de elevaţie. Astfel, o staţie canadiană de sol care vede un satelit poziţionat pe 100° W (opţional dintre mai mulţi sateliţi geostaţionari accesibili) poate realiza în mod facil legături prin acest satelit cu nordul îndepărtat. La fel, pentru legături prin sateliţi aşa-zişi „domestici“ (de uz larg, care sunt recepţionaţi pe antene mici), pe teritoriul nord-american sunt preferabile poziţionările de pe arcul cuprins între 85° W şi 115° W.

Unghiul de elevaţie depinde de coordonatele de poziţionare a staţiei, respectiv de latitudinea şi longitudinea sa, bineînţeles, pentru un anumit satelit poziţionat pe o anumită longitudine ecuatorială.

Elevaţia are o importantă determinare asupra performanţelor şi chiar construcţiei sistemelor de comunicaţii satelitare.

Cu toate că satelitul geostaţionar acoperă 42% din suprafaţa emisferei terestre pe care o vede, în funcţie de unghiul de elevaţie al staţiei considerate, chiar din zona acoperită, dacă legătura cu aceasta se poate realiza, există o relaţie între unghiul de elevaţie şi procentajul din emisfera terestră care este acoperit la acel unghi de elevaţie.

Există evident o corelaţie între unghiul de elevaţie şi distanţa înclinată sau distanţa dintre satelit şi staţia terestră considerată: cu cât este mai mic unghiul de elevaţie, cu atât mai lung este parcursul semnalelor, iar aceasta defavorizează transmisia, întrucât parcursul respectiv se află în mediul dens atmosferic, sediul precipitaţiilor şi în general al norilor, ploii şi ceţii, care afectează calitatea semnalelor.

Afectarea se produce pe două căi: absorbţia de energie electrică reduce puterea semnalului, iar interacţiile dispersate cu moleculele de apă produc zgomot.

Deosebită importanţă are realizarea unui raport maxim semnal/zgomot pentru maximizarea capacităţii de transport de informaţie pe linia de legătură cu satelitul.

Un factor esenţial de care depinde manifestarea efectelor atenuatoare este frecvenţa de transmisie. De exemplu, efectele respective cresc rapid pentru elevaţii sub 10°, dacă frecvenţele de lucru sunt de 6/4 GHz, pe când în cazul sateliţilor din benzile de frecvenţă de 14/16 GHz consecinţele defavorabile se constată la elevaţii imediat sub 30°, ceea ce constituie o serioasă restricţie, pe de o parte la opţiunea poziţională orbitală, iar pe de altă parte la opţiunea satelitară, privitor la frecvenţa de lucru.

Creşterea distanţei corespunzător poziţionării reciproce staţie-satelit ales implică creşterea în proporţionalitate directă a distanţei de parcurs a semnalelor. Domeniul acestei variaţii este destul de larg. Astfel, dacă raza directă pentru staţia care are satelitul la zenit este de 35.870 km (depărtarea măsurată în planul ecuatorial de la suprafaţa Pământului până la orbita geostaţionară), în cazul distanţei înclinate maxime (căreia îi corespunde limita acoperirii în proporţie de 42.4% a emisferei terestre de sub satelitul geostaţionar zenital respectiv), aceasta are mărimea de 41.756 km. şi, cum timpul de propagare a semnalelor se măsoară din momentul emisiei acestora dintr-o staţie terestră şi până la recepţia lor de către o altă staţie terestră, după ce semnalele respective au fost retranslatate de satelit, în primul caz întârzierea (durata) transmisiei este de 239,6 milisecunde (atât necesită parcursul staţie-staţie prin satelitul poziţionat zenital) şi de 279,0 milisecunde în cazul când staţiile terestre sunt situate diametral opus la limitele ariei de acoperire a satelitului [3].

2.4. FACTORI ASTRONOMICI PERTURBATORI

Specificul evoluţiei orbitale a satelitului geostaţionar, la acea depărtare de Terra de 35.870 km, face ca în anumite momente acesta să sufere eclipse, de Soare şi de Lună, fenomene cu influenţe nefavorabile asupra propagării semnalelor electromagnetice.

Eclipsa de Soare se produce când Pământul se interpune între satelit şi Soare, umbrind satelitul.

În această situaţie se întrerupe furnizarea curentului electric la bordul satelitului, datorită ineficienţei bateriilor sale solare (sateliţii geostaţionari sunt prevăzuţi cu panouri solare mari, depliabile şi orientabile). Soluţia tehnică aplicată cu caracter de generalitate este echiparea sateliţilor cu baterii chimice tampon, a căror utilizare este curentă pe sateliţii de defilare, amplasaţi pe orbite circumterestre variind între 200 şi 1000 km, care la fiecare revoluţie suferă o eclipsă, de astă dată terestră, nu solară.

Eclipsa solară pe satelitul geostaţionar se produce timp de 44 de nopţi primăvara şi alte 44 de nopţi toamna, iar maximul defavorabil sau „worst case“ se petrece la echinoxuri, durata fiind atunci de 65 minute.

Discontinuităţile de atare sorginte se au în vedere şi se soluţionează atât tehnic, cât şi prin soft-uri de funcţionalitate potrivite. Un mod acceptat este suspendarea anumitor repetitori la elipsă, într-o schemă economic justificată. De exemplu, pentru un satelit care are transponderii (repetitorii) specializaţi unii pentru televiziune, iar alţii pentru transmiteri de date, se adoptă programe de comutare care pot favoriza pe primii, în funcţie de destinaţia (convenţia) de piaţă stabilită.

O circumstanţă favorabilă o constituie faptul că eclipsa solară se produce la timpul local corespunzând unei ore centrate pe miezul nopţii, când de regulă traficul de date şi telefonic este sau poate fi redus cu consecinţe minore.

Se poate interveni şi regla situaţia astfel: dacă satelitul este glisat uşor spre vest faţă de aria pe care o serveşte (unde este localizată staţia de sol), atunci eclipsa se va produce puţin după miezul nopţii în acea zonă.

Există şi o situaţie limită mult defavorabilă, şi anume când satelitul trece direct în faţa Soarelui, în care caz se produce o formă serioasă de interferenţă solară, ca urmare a supraîncălzirii satelitului şi creării astfel a unei puternice surse de zgomot. Se poate manifesta aceasta chiar prin blocarea (ecranarea) emisiilor de la satelit.

Numai că acest gen de blocaj durează circa 10 minute şi se întâmplă doar cinci zile consecutive de două ori pe an, încât, prin măsuri preventive, fenomenul poate fi integrat în programul de utilizare a satelitului, fără consecinţe semnificative. De exemplu, în momentele considerate se pot comuta legăturile pe un alt satelit de rezervă sau anume solicitat dintr-un post orbital diferit.

Trebuie reţinut acest fapt, deoarece este invocat ca justificare la solicitările de atribuire de slot orbital, împreună cu argumentele privind necesitatea asigurării redondanţei tehnice, ori de câte ori sistemele considerate îndreptăţesc cerinţele de continuitate.

Extrem de rar (o dată la 29 de ani), satelitul geostaţionar este eclipsat de Lună (intră în umbra Lunii, efectele fiind atunci similare acelora din cazul eclipsei solare).

Uneori se produce şi fenomenul notat mai sus, când satelitul geostaţionar primeşte direct lumina Lunii, dispunându-se în faţa acesteia. Efectele sunt de astă dată mult reduse, excluzându-se întreruperea transmisiei (creşte totuşi nivelul de zgomot, ceea ce diminuează temporar performanţele).

3. ASUPRA SATURĂRII ORBITEI GEOSTAŢIONARE

3.1. SPAŢIEREA ORBITALĂ

Trebuie constatat ca un fapt obiectiv caracterul limitativ al orbitei geostaţionare, ca de altfel al oricărei orbite uzuale de satelit artificial al Pământului, în ceea ce priveşte numărul de obiecte ce o pot satura.

Se va lua în consideraţie, ca o condiţie tehnică principală, aşa-numita densitate de aglomerare a orbitei geostaţionare şi se va reţine că prin ingeniozitate se câştigă periodic în planul ideilor avansate, astfel încât, prin procedee adecvate, orbita geostaţionară poate deveni tot mai încăpătoare. Esenţialmente aceasta ţine de oficiul de comunicaţii pe care-l realizează sateliţii din orbita respectivă şi care nu trebuie să se influenţeze negativ unul pe altul, nici chiar atunci când sunt foarte aproape unul de altul.

Cea mai importantă constrângere care influenţează spaţierea sateliţilor pe orbita geostaţionară o constituie frecvenţa de lucru. Astfel, sateliţii care folosesc aceeaşi frecvenţă (ascendent, adică de la staţiile terestre spre satelit, sau/şi descendent, respectiv de la satelit spre Pământ) interferează dincolo de o anumită limită de apropiere.

Pentru susţinerea investigaţiei exploratorii de faţă, se află în anexe elementele de caracterizare a unor tipuri de sateliţi geostaţionari din actualitate (până în anul 1994), care oferă datele utile urmăririi acestor consideraţii. De observat că majoritatea sateliţilor respectivi operează în banda C de frecvenţe (6/4 GHz), pentru care s-a stabilit o spaţiere (separare unghiulară) convenabilă de 4-5°.

Următorii factori sunt de luat în considerare ori de câte ori trebuie acceptată o anumită spaţiere, cu asigurarea neproducerii interferenţei:

a/ frecvenţa şi puterea la emisie a staţiilor terestre;

b/ lăţimea de bandă, frecvenţa şi puterea repetitorilor (transponderilor) satelitului;

c/ diametrul şi caracteristicile (performanţele) antenelor - atât ale staţiilor terestre, cât şi ale satelitului.

Din punct de vedere tehnic, împăcarea factorilor acestora se realizează la scurte intervale de timp, o dată cu progresele ştiinţei, tehnologiei şi aplicaţiilor spaţiale.

Pentru stadiul dat, însă, sunt cerinţe (condiţii) severe puse acestei probleme, a capacităţii orbitei geostaţionare, îndeosebi în legătură cu noi aplicaţii în domeniul comunicaţiilor spaţiale, cum este Direct Broadcast Television.

Printre alte soluţii găsite şi aplicate, în vederea evitării interferenţelor care condiţionează limitările de spaţiere impuse este şi aceea ca, lângă un satelit care operează în banda C (6/4 GHz), să fie plasat un altul care lucrează în banda Ku (14/12 GHz).

De mai mulţi ani s-a declanşat o competiţie internaţională pentru dobândirea dreptului asupra unei poziţii atribuite pe orbita geostaţionară, într-un context care a depăşit sfera interesului economic în exprimare directă şi a implicat politicul, în dezbaterea problemei în cele mai reprezentative forumuri internaţionale.

Dezbaterea fiind integrată în procese de subtilă invocare a argumentelor tehnico-ştiinţifice, iar la organizarea şi întreţinerea ei, de exemplu, în Forumul Mondial care este Organizaţia Naţiunilor Unite, se impune participarea fiecărui stat membru, devin expres utile clarificări chiar şi în aspecte aparent secundare sau tehniciste.

Este motivul inserării datelor de mai înainte şi a celor care urmează, împreună acestea putând fundamenta sau iniţia un punct de vedere în exprimare juridică al României la Naţiunile Unite, unde, cum s-a mai notat, în fiecare an, la Sesiunea Comitetului Naţiunilor Unite pentru Utilizarea în Scopuri Paşnice a Spaţiului Extraatmosferic, se înscrie la Ordinea de zi ca problematică distinctă tema Orbitei geostaţionare, considerată resursă naturală limitată a umanităţii.

3.2. CO-LOCAŢIA PE ORBITA GEOSTAŢIONARĂ

Tematica abordată implică utile consideraţii în legătură cu faptul că în aşa-zisul "slot" orbital geostaţionar pot fi introduşi mai mulţi sateliţi, unii activi, alţii în redondanţă (în rezervă, dar parcaţi pe orbită) - cazul tipic al sistemului european SPS, în cadrul căruia se aflau în spaţiu în anul 1994 patru sateliţi Astra, utilizabili, iar alţi doi erau în pregătire pentru a fi lansaţi, respectiv în 1995 şi 1997, şi toţi şase în aceeaşi poziţie orbitală (19,2o E).

Studii avansate se focalizează pe această problemă, pentru a se optimiza spaţierea, respectiv pentru a se îmbunătăţii precizia determinării poziţiei relative a sateliţilor, fără de care nu poate creşte densitatea de parcare în aceeaşi "latitude and longitude control box". Asemenea studii au devenit necesare după ce World Administration Radio Conference 1977 (WARCC 77) a alocat aceleaşi poziţii longitudinale mai multor sateliţi geostaţionari. La acea dată, riscul coliziunii era considerat a fi mic, datorită dimensiunilor aşa-numitului "shared control boxes", şi anume: 100 km în longitudine şi/altitudine şi 50 km în distanţă (depărtare de Pământ).

Studii efectuate ulterior au relevat că riscul potenţial de coliziune trebuie minimizat prin coordonări ale staţiilor de supraveghere. De exemplu, în referinţa [6] s-a concluzionat că, în cadrul unei strategii de separare, în cazul unor sateliţi similari ca mărime, masă şi formă, care evoluează foarte aproape unul de altul pe orbita geostaţionară (cu ecartul spaţial notat mai sus) şi care sunt acţionaţi potrivit aceloraşi metode optime, rezultatul va fi un risc de coliziune deloc neglijabil.

Un important factor de limitare în aplicarea cu bune rezultate a strategiei de co-locaţie îl reprezintă erorile în cunoaşterea poziţiilor reciproce ale sateliţilor învecinaţi. Sistemul cel mai uzitat de urmărire de la sol a misiunilor geostaţionare se bazează pe măsurarea distanţei şi a unghiurilor de antenă dintr-o singură staţie. Telemetrul măsoară poziţia satelitului cu o precizie de ordinul a 10 m în direcţia spre staţia de sol, dar cele două direcţii ortogonale sunt cunoscute în limite de precizie de ordinul kilometrilor, via unghiurile antenei de sol. O mai bună precizie se obţine dacă telemetrarea se face din două sau mai multe staţii sau prin folosirea unui repetitor de sol, deşi procedeul nu este nici economic, nici suficient de exact. De aceea, se acceptă completarea modalităţilot curente cu "inter-satellite tracking", adică cu un mod releu de intervizare, de la un satelit la altul, aceasta anume pentru co-localizare.

Cel mai recent (1994) s-a propus să se efectueze măsurători de distanţă sau de variaţie a distanţei intersateliţi apropiaţi din orbita geostaţionară în banda VHF, metoda, experimentată, conducând la concluzii încurajatoare, care dau perspectiva soluţionării viitoarei crize de spaţiu orbital geostaţionar, când grupări de sateliţi vor fi concentrate în multe sectoare, necesitând poziţionări/localizări precise. Avantajul metodei constă în faptul că strategiile de separare se raportează strict la o excentricitate în plan.

In [8] se sugerează modalităţi utile de evitare a interferenţelor electromagnetice care sunt inerente metodei, respectiv:

. interferenţa liniei de urmărire între sateliţi cu orice semnal de la staţiile de sol la satelit şi invers (telemetrare-telecomandă);

. interferenţe între semnalele de urmărire inter-sateliţi de la fiecare satelit din grupul concentrat pe o anumită poziţie orbitală;

. cuplarea semnalelor de urmărire inter-satelit cu propriul receptor al fiecărui satelit.

3.3. PROBABILITATEA CIOCNIRII OBIECTELOR PE ORBITA GEOSTATIONARA

Prezentul Raport de cercetare are ca scop final formularea unor puncte de vedere utile oricărei reprezentanţe a României la forumurile internaţionale, în special la Sesiuni ale Adunării Generale a Naţiunilor Unite sau ale unora dintre organismele sale, pentru participare activă, de interes, la discuţii în problematica diversă a orbitei geostaţionare. De aceea, s-au impus atenţiei şi formulări asupra unui asemenea aspect al temei, cum este probabilitatea ca un satelit artificial al Pământului, în evoluţie pe orbita geostaţionară, să fie avariat sau făcut inutilizabil ca urmare a ciocnirii sale fie cu un alt satelit (problemă de spaţiere orbitală, la care s-au făcut referiri mai înainte), fie cu un orice alt corp, de asemenea de provenienţă terestră.

O altă latură a aceleiaşi probleme o reprezintă asanarea spaţiului la nivelul orbitei geostaţionare de obiecte cosmice artificiale care o pot aglomera inutil, în primul rând de sateliţi geostaţionari care nu mai folosesc.

Corpurile de ciocnire sunt schije/fragmente de rachete purtătoare care au propulsat satelitul geostaţionar pe orbită în etapa parcurgerii traiectoriei de transfer geostaţionar sau de la modulul de propulsie ataşat satelitului considerat până ce acesta a fost injectat pe orbita dorită.

Sunt cunoscute şi cazuri când deşeuri care populează orbita geostaţionară au provenit din explozii ale treptelor propulsoare respective sau chiar ale satelitului purtat. Agenţi de explozie sunt fie amestecul combustibil sau pulberea etajului propulsor, fie combustibilul din satelit, destinat pentru efectuarea manevrelor de repoziţionare sau pentru menţinerea atitudinii sale pe orbită (mişcări în jurul centrului de masă, şi anume: ruliu, giraţie şi tangaj).

Intr-un raport de cercetare pentru Agenţia spaţială Europeană [7] se fac utile referiri la asemenea cazuri de explozii care s-au produs în cei 30 de ani de accedare a orbitei geostaţionare, de către sateliţi de supraveghere militară sau meteorologică, precum şi de către sateliţii pentru telecomunicaţii şi televiziune comercială.

Studiile indică o soluţie în cadrul măsurilor de protecţie a acestui mediu favorabil care este orbita geostaţionară, şi anume evacuarea orbitei de către oricare satelit cu puţin mai înainte de a fi expirat, adică de a fi devenit inutilizabil ca urmare a consumării combustibilului, sau când a suferit un accident care-l face impracticabil. Aceasta constă în comanda unei manevre pe care să o execute organul de propulsie al satelitului astfel încât acesta să se îndepărteze (150-300 km) de orbita geostaţionară, descongestionând-o.

Aşa se procedează cu sateliţii din seriile Intelsat 4 şi Intelsat 6, care, la capătul zilelor lor active, ("vieţii operaţionale") folosesc propelantul rămas pentru a urca 150 km deasupra arcului geostaţionar. A fost adoptată această orbită exterioară de evacuare avându-se în vedere neînsemnata variaţie pe termen lung a excentricităţii ei, provocată de forţele de radiaţie. Această variaţie este atât de mică încât, în afara unei destabilizări pronunţate, cu apariţia de momente de răsturnare a satelitului, acesta nu mai revine la nivelul orbital iniţial.

Cercetări teoretice arată că, între o orbită circulară exterioară de parcare şi o orbită cu o oarecare excentricitate, trebuie optat pentru aceasta din urmă, urmărindu-se ca, prin manevre precise, să se obţină un periplu favorabil minimizării maximului long-term al excentricităţii orbitale produse de forţele de radiaţii şi de gravitaţia selenară.

Trebuie luate totodată măsuri pentru a nu se mai produce explozii ale etajelor propulsoare purtătoare în apropierea orbitei geostaţionare şi cu atât mai puţin explozia sateliţilor pe această orbită.

De subliniat că rapida creştere a numărului de sateliţi care populează orbita gesotaţionară are semnificaţii la nivel internaţional, în parte deoarece creşte şi hazardul coliziunii.

Perechile de sateliţi co-poziţionaţi pe orbita geostaţionară suferă tendinţe care fac necesare intervenţii, prin administrare de impulsuri date din staţiile de urmărire, pentru a-i menţine pe traiectorii similare, evitându-se ciocnirea. Apare astfel noţiunea de "fereastră de longitudine", în limitele căreia trebuie să fie menţinuţi sateliţii învecinaţi.

Pe modele teoretice dezvoltate s-a determinat, probabilistic, timpul în care patru sateliţi poziţionaţi pe aceeaşi longitudine pe orbite geostaţionare se pot găsi la o limită de ciocnire de 50 m, acest timp fiind de 0,6 ani, în condiţii de neintervenţii de la sol.

In aceste calcule de poziţionare se foloseşte catalogul USSPACECOM al sateliţilor geostaţionari, cu înscrierea longitudinilor respective. Catalogul, actualizat lunar, permite identificarea perechilor de sateliţi care se situează într-o vecinătate de 0,5o în longitudine şi de 1o în înclinarea orbitei.

Simplu menţionat, probabilitatea de ciocnire a satelitului avut în vedere cu perechea sau vecinii săi se determină prin aproximaţii geometrice şi stochastice. Metoda geometrică consideră o distribuţie gaussiană a incertitudinii de poziţie a fiecărui satelit, în timp ce aproximaţia stochastică foloseşte o funcţie de distribuţie Weibull pentru a stabili distanţa minimă absolută între sateliţi, corespunzătoare unui interval de timp dat.

3.4. SATELIŢI RELEU GEOSTAŢIONARI

Un alt mod de considerare a termenului "intersateliţi" îl oferă sateliţii geostaţionari destinaţi să servească drept relee cosmice de comunicaţii. Asemenea sateliţi, la care au sperat entuziaştii încă de la începutul erei spaţiale, s-au realizat fizic începând din anul 1983, prin seria de sateliţi releu americani TDRSS (Tracking and Data Relay Satellite System). In tabelul nr. 1 se arată situaţia la zi a acestei serii de sateliţi, toţi lansaţi cu naveta spaţială STS (Space Transport System):

Tabel. nr. 1

SATELIT	DATA LANSĂRII	NAVETA	POZIŢIA	SITUAŢIA
TDRSS-1	5 aprilie 1983	STS 6	85o E	In orbită (pană parţială)
TDRSS-2	28 ian. 1986	STS 1L	-	Pierdut la lansare
TDRSS-3	29 sept. 1988	STS 26	171o W	In orbită (pană parţială)
TDRSS-4	13 mart. 1989	STS 29	41o W	In serviciu pe Atlantic
TDRSS-5	2 aug. 1991	STS 43	74o W	In serviciu pe Pacific
TDRSS-6	13 ian. 1993	STS 54	2o W	In serviciu (rezervă)
TDRSS-7	1995	(Atlas 2)		Nu va mai fi lansat din
		(Titan 3)		naveta spaţială

Echipamentul de comunicaţii pentru exemplarul nr. 1 a inclus: o antenă în banda S cu acces multiplu, pentru recepţia simultană a semnalelor de la 20 de sateliţi, alte două antene în benzile S şi Ku, pe lângă antena de telecomandă şi telemăsură. A asigurat trei canale de 1,5 kbtt/s pentru legături între Centrul Goddard şi Centrul Johnson cu Baza White Sands şi încă unul de 224 kbt/s pentru legături între Centrul Goddard şi Centrul Johnson.

Sistemul s-a constituit cu trei sateliţi operaţionali, odată cu lan-sarea din naveta Endeavor, la 13 ianuarie 1993, a satelitului TDRSS-6. Scoaterea acestuia (2,5 t) pe orbita de transfer geostaţionar s-a făcut prin acţionări repetate ale etajului său propulsor IUS (Interim Upper Stage), cu pulbere, cu impulsul specific de 296 sec. După lansare, timp de trei luni, a fost testat tehnic, fiind trecut apoi în post pe Brazilia, cu rol de satelit de rezervă.

Potrivit afirmaţiilor NASA, sistemul TDRSS leagă 24 de sisteme spaţiale, de la navete până la sateliţi militari.

In anul 1994 se definitiva proiectul unui nou sistem cu nouă sateliţi dintr-o nouă generaţie, ATDRSS (Advanced TDRSS), lansabili în perioada 1997-2012. Participă la construirea sateliţilor firmele: Hughes, Loral, GE şi TRW (constructorul de bază de până acum).

4. ORGANISME INTERNAŢIONALE DE TELECOMUNICAŢII PRIN SATELIŢI GEOSTAŢIONARI, LA CARE ROMÂNIA ESTE MEMBRU

Următoarele principale organisme internaţionale care construiesc şi gestionează sateliţi geostaţionari pentru telecomunicaţii au printre membrii utilizatori România: INTELSAT, EUTELSAT, INTERSPUTNIK şi INMARSAT.

4.1. ORGANIZAŢIA ŞI SATELIŢII INTELSAT (International Telecommunications Satellite Organization)

Fondată în anul 1964, organizaţia avea în anul 1993 peste 125 de administraţii de telecomunicaţii membre şi peste 300 de administraţii utilizatoare ale sistemelor de sateliţi

Intelsat oferă o serie diversificată de servicii: pentru traficul telefonic internaţional, pentru reţele de comunicaţii private, posibilitatea utilizării mai multor transponderi pentru transmisii de televiziune ocazionale sau transmisii de programe de televiziune sau radiodifuziune naţionale prin satelit şi rezervarea cablurilor transatlantice telefonice.

Romania este utilizatoare a sistemului din anul 1976 şi membru Intelsat din anul 1990 cu cota de participare de 0.05 %.

Funcţionarea sistemului a început în anul 1965, odată cu lansarea primului satelit, Early Bird (Intelsat I), deasupra Oceanului Atlantic.

In aprilie 1965, satelitul a fost plasat pe o orbită de tip geostaţionar deasupra Oceanului Atlantic, acoperind partea nordică a Atlanticului şi asigurând 60 de circuite între Europa şi America de Nord. Satelitul, cu masa de 68 kg, avea doi transponderi de 30 MHz fiecare, cu puterea de 4W. Prevăzut să lucreze timp de 18 luni, satelitul a fost utilizat timp de trei ani.

Primul satelit Intelsat II, cu masa dublă faţă de "Early Bird", a fost lansat şi poziţionat pe o orbită geostaţionară pe Pacific în ianuarie 1967. Satelitul a avut caracteristic accesul multiplu al mai multor staţii la repetitorul de 120 MHz şi puterea de 75 w. A fost proiectat pentru o durată activă de viaţă de trei ani. Capacitatea (240 circuite) a permis efectuarea unei transmisii de televiziune. In acelaşi an au mai fost lansaţi doi sateliţi, din aceeaşi serie, unul poziţionat pe Atlantic, iar celălalt pe Pacific.

Primul satelit din seria Intelsat III, cu masa de 300 kg, a fost plasat pe orbită pe Atlantic în decembrie 1968. A fost lansat apoi un altul, în mai puţin de două luni, deasupra Oceanului Pacific, iar satelitul Intelsat II de pe Pacific a fost dirijat deasupra Oceanului Indian, realizându-se astfel primul sistem global de comunicaţie prin sateliţi.

Sateliţii din seria aceasta aveau două benzi de 500 MHz, pentru servicii fixe de comunicaţii în 4 GHz (descendent) şi 6 GHz (ascendent) şi doi transponderi de 225 MHz, având o capacitate de 120 circuite telefonice, plus un canal de televiziune; puterea sursei primare a fost de 120 w.

La sfârşitul anilor '70, 20 de staţii de sol Intelsat operau în zona Atlanticului, 14 în zona Pacificului şi 12 în zona Oceanului Indian.

Seria Intelsat IV a început cu exemplarul lansat în martie 1971 deasupra Oceanului Atlantic; după 18 luni s-a realizat un sistem global de comunicaţie cu sateliţi din aceeaşi serie. Perioada de operare a sateliţilor din această serie s-a încheiat în anul 1975.

Tipul respectiv de sateliţi utiliza o bandă de 500 MHZ pentru recepţia în 6 GHz şi transmisii în 4 GHz, avea 12 transponderi separaţi divizaţi în benzi de 36 MHz, unul utilizat pentru SCPC, cu o capacitate de 3500 de circuite şi două canale de televiziune, aproximativ de trei ori capacitatea satelitilor Intelsat III şi o putere a sursei primare de 550 w.

Seria Intelsat IV-A a asigurat servicii în perioada 1975 şi 1980. Sateliţii aveau o capacitate de 6000 de circuite şi două canale de televiziune, capacitate obţinută prin reutilizarea spectrului de frecvenţă şi prin folosirea unor antene direcţionale cu acoperire locală.

Sateliţii din seria Intelsat V, cu masa de 1.976 kg, au funcţionat pe orbită între anii 1980 şi 1985. Ei aveau capacitatea dublă faţă de sateliţii Intelsat IV-A (aproximativ 12.000 circuite şi două canale de televiziune), obţinută prin utilizarea dublei polarizări în benzile de frecvenţă C şi Ku şi prin reutilizarea frecvenţelor. Banda de frecvenţă era împărţită în 27 de transponderi de bandă 34 până la 241 MHz, prezentând pe analizorul de spectru o bandă de 2.245 MHz. Sateliţii din această serie au avut o construcţie modulară şi o putere a sursei primare de 1.288 W. Ultimii sateliţi ai seriei au fost folosiţi şi pentru meteorologie.

O capacitate mult mai mare au asigurat sateliţii din seria următoare, Intelsat V-A. Aceştia au oferit aproximativ 15.000 circuite, prin adăugarea unor antene directive cu acoperire locală în 4 GHz. Sateliţii din această serie au fost lansaţi în perioada 1985 - 1990. Modelele F-13 - F-15 au avut, în plus, o antenă cu acoperire locală pentru America de Sud în banda C (ţările din America de Sud aveau acces la 10 repetitori de 36 MHz), o antenă pentru Europa în banda Ku-Vest şi încă o antenă pentru America de Nord, în banda Ku-Est, folosite pentru traficul IBS.

Sateliţii din seria Intelsat VI, lansaţi între anii 1989 şi 1992, au o capacitate de 33000 circuite (de trei ori capacitatea satelitilor Intelsat V), particulară fiind introducerea sistemului SS - TDMA şi a transmisiilor telefonice digitale. Sateliţii au 50 de repetitori în benzile C si Ku şi sunt proiectaţi pentru o durată de viaţă de 10 ani.

Din anul 1992 a început lansarea sateliţilor din noua serie, Intelsat VII, care asigură un număr şi mai mare de circuite şi o gamă mai variată de servicii. Treptat, ei vor înlocui sateliţii Intelsat V care mai sunt în operare.

In primăvara anului 1993, Intelsat îşi asigura un lot de cinci noi sateliţi Intelsat VII, construiţi de Space System Loral, programaţi pentru lansare, doi în 1993 cu racheta Ariana 4, alţi doi în 1994 şi unul în 1995, toţi trei cu racheta Atlas 2.

In anul 1993, Organizaţia Intelsat a închiriat de la societatea rusă Informkosmos un satelit geostaţionar de telecomunicaţii Express, pus în serviciu în anul 1994, şi a cumpărat de la compania americană Martin Marietta Astro Space trei sateliţi geostaţionari suplimentari la seria Intelsat VIII (F3 - F5), prevăzuţi pentru lansare începând din anul 1996; alte două exemplare din cadrul aceleiaşi serii au fost comandate în anul 1992, în vederea lansării la finele anului 1995 şi începutul anului 1996. Unul din cei trei sateliţi comandaţi firmei Martin Marietta Astro Space (F5) este de tipul ameliorat Intelsat VIII-A. Primii doi au câte 38 de repetitori în banda C, partajaţi ca acoperire, astfel: 6 acoperire globală, 12 acoperire emisferică, 8 acoperire zonală, rezultând şi fasicule în banda Ku pe cele trei oceane. Satelitul Intelsat VIII-A este pentru acoperire continentală lărgită în benzile C şi Ku, cu fascicule total orientabile, acoperind Coreea şi China în banda C.

Satelitul Express (85o E) va putea acoperi o zonă de la Europa de Est la Pacificul de Vest, cu 10 repetitori în banda C şi doi în banda Ku, fiecare cu lăţimea de 36 MHz.

In anul 1993, Intelsat, deşi avea 19 sateliţi, a mai comandat 15 sateliţi noi, care urmează a fi lansaţi din octombrie 1993 până la sfârşitul anului 1996. In anul 1996 vor fi în orbită 21 din 25 sateliţi disponibili, diferenţa reprezentând-o rezerve de pierderi (Intelsat a pierdut doi din 15 sateliţi din seriile Intelsat V/V-A şi unul din seria de 5 exemplare Intelsat VI, acesta fiind totuşi recuperat din orbita joasă pe care eşuase la lansare, cu ajutorul unei navete spaţiale, în anul 1992.

In perioada 1965-1992, Intelsat a pierdut 9 din cei 48 de sateliţi ai organizaţiei, însă numai 5 din cei 35 sateliţi din seriile Intelsat IV-K (1971-1992).

4.2. ORGANIZAŢIA ŞI SATELIŢII INTERSPUTNIK

"Intersputnik" este o organizaţie internaţională est-europeană de comunicaţii spaţiale, cu 18 administraţii de telecomunicaţii membre, dintre care 20 sunt utilizatori ai sistemului.

România face parte dintre membri fondatori ai organizaţiei "Intersputnik" din anul 1971, cu o cotă parte de 0.05 %.

Organizaţia utilizează cinci sateliţi geostaţionari, plasaţi pe orbite deasupra Oceanului Atlantic şi deasupra Oceanului Indian, în sistem operând 32 de statii de sol, situate pe teritoriul a 16 ţări.

Sistemul asigură transmiterea semnalelor telefonice atât analogic, cât şi digital şi transmiterea unor programe de televiziune ocazionale, dar are şi repetitori închiriaţi pentru transmisia de programe naţionale în ţări ca Afganigtan, India, China, Vietnam ş.a.

Prezentarea sateliţilor Intersputnik

Tabel nr. 2

Satelit	Poziţionare	Repetitori utilizaţi
Stationar - 4	14.00o W	7, 8, 9, 10, 12
- 13	80.00o E	8, 10
- 11	11.00o W	9, 12
- 12	40.00o E	7, 9, 11, 12
- 5	53 00o E	12
- 14	96.30o E	9, 10

Pentru anul 1995 se prognozează că vor fi utilizaţi 14 până la 16 repetitori, iar pentru anul 1997, 15 - 17 repetirori, împărţiţi astfel: în zona Oceanului Atlantic 9 - 10 repetitori în banda C şi 2 - 3 repetitori în banda Ku, iar în zona Oceanului Indian 6 - 7 repetitori în banda C şi unul în banda Ku. Sateliţii încă în funcţiune ai seriei servesc atât pentru transmisii telefonice, cât şi pentru transmiterea programelor de televiziune ocazionale, şi chiar naţionale ale unor ţări membre. Unii dintre repetitori sunt închiriaţi pentru difuzarea unor programe internaţionale ca: Visnews, WTN, TV, EBU.

Programul va continua cu sateliţi Express, care au 10 repetitori în banda C şi doi în banda Ku.

4.3. ORGANIZAŢIA ŞI SATELIŢII EUTELSAT

Eutelsat este o organizaţie europeană de telecomunicaţii prin sateliţi geostaţionari, creată în anul 1977.

Iniţial, sistemul avea 17 ţări membre, pentru ca în anul 1994 numărul lor să fie de 40.

România este membru Eutelsat din anul 1990, cu o cotă parte de 0.05 %, şi utilizator al sistemului din anul 1991.

Lansarea primului satelit Eutelsat, în anul 1983, a marcat un punct important în dezvoltarea televiziunii şi radioului în Europa. Aria de acoperire este de la Reykjavik la Ankara.

Sistemul are şapte sateliţi în orbită, trei din seria Eutelsat I şi patru din seria Eutelsat II, prin care asigură multiple servicii de telecomunicaţii internaţionale şi naţionale, fixe şi mobile (telefonie, telegrafie, telex, fax, date, videotex, Tv şi radio).

Organizaţia oferă şi servicii de telecomunicaţii specializate de radio-navigaţie, de distribuire a programelor Tv prin satelit, de cercetare a resurselor naturale şi de meteorologie.

Traficul asigurat cu sateliţii Eutelsat include:

1. Transmisii Tv şi de programe radio, prin transponderi închiriaţi. In anul 1994 se transmiteau aproximativ 40 de programe de televiziune şi 40 de canale radio pentru reţele de televiziune prin cablu.

2. Transmisii Tv pentru EBU (European Broadcasting Union) în cadrul schimbului de programe pentru EUROVISION, prin 4 transponderi închiriaţi pe satelitul Eutelsat II - F4 (7o E). EBU are 62 de membri din 48 de ţări din Europa, Africa de Nord si Orientul Apropiat. Euroradio utilizează sateliţii Eutelsat din anul 1989.

3. Accesul la satelit al staţiilor mobile, pentru transmisii de reportaje.

4. Transmisii telefonice internaţionale, prin 19 000 de circuite, pe 19 staţii de sol, care servesc 21 de ţări. Transmisii telefonice naţionale se fac prin transponderi închiriaţi.

5. SMS (Satellite Multiservice System) - serviciu asigurat prin 16 transponderi, repartizaţi astfel: şase în Eutelsat II F-2, nouă în Eutelsat II F-4 şi unul în Eutelsat II F-3. Prin acest sistem se asigură video-conferinţe, transmisii de date, informaţii de protecţie civilă, interconectări între computere.

6. EUTELTRACS - asigură schimburi de mesaje şi raportarea poziţiei vehiculelor in Europa, Africa de Nord şi Orientul Apropiat. Până la 45.000 de sisteme mobile pot fi acomodate prin acest sistem.

Sateliţii Eutelsat din prima serie au avut durata de viaţă proiectată de 7 ani. Fiecare satelit dispune de 10 transponderi funcţionând simultan, prin care se distribuie peste 20 de canale de televiziune în mai multe limbi (filme şi programe radio) şi doi transponderi pentru traficul SMS. Fiecare satelit are trei fascicule de emisie locală, pentru a optimiza acoperirea unor zone din Europa, astfel: fasciculul vest acoperă centrul Europei Occidentale; fasciculul est acoperă Grecia şi Turcia şi o parte din Italia, din Spania şi ţările Nordice, iar fasciculul Atlantic acoperă o parte din Peninsula Iberică şi o parte din Africa de Nord. Fiecare fascicul poate fi recepţionat la sol cu antene mici. Satelitul Eutelsat I are 12 transponderi de 72 MHz, din care doi pentru SMS, ceilalţi având 14 transponderi din care doi pentru SMS.

Lansarea seriei de şase sateliţi Eutelsat II a început din anul 1990. Puterea şi capacitatea lor sunt duble faţă de sateliţii Eutelsat I. Fiecare satelit are 16 transponderi, 9 cu o bandă de 36 MHz şi 7 cu o bandă de72 MHz. Standardele de televiziune adoptate: PAL, SECAM, MAC şi TV HD.

In anexă se arată evoluţia sateliţilor Eutelsat.

4.4. ORGANIZAŢIA ŞI SATELIŢII INMARSAT (International Maritime Telecomunication Organization)

Organizaţia a fost fondată în anul 1979, pentru telecomunicaţii maritime globale. Avea în anul 1981 35 de membri.

România este membru al organizaţiei INMARSAT din anul 1990, cu o cotă parte de 0,05%.

Sistemul satelitar, geostaţionar, a fost conceput astfel încât să suplimenteze sau să înlocuiască serviciile în banda HF cu UHF şi L şi să amelioreze comunicaţiile cu navele aflate în larg oriunde pe Oceanul Planetar. In scopurile de ameliorare au fost cuprinse şi serviciile de corespondenţă publică cu navele maritime şi oceanice, precum şi serviciile de avertizare la eşuare.

Iniţial, au fost folosiţi sateliţi americani de tip Marisat (exemplarele nr. 1 şi nr. 2) pentru legături pe Atlantic şi Pacific, apoi un satelit Marots, vest-european, perfecţionat, pentru legături pe Oceanul Indian. Incepând din anul 1984, organizaţia a dispus de proprii săi sateliţi, alegerea vizându-i pe Marisat (mesaje telex şi 1-2 canale telefonice) şi Marots II/1982 (releu telefonic). Au fost folosiţi şi sateliţi Intelsat V echipaţi cu module de telecomunicaţii maritime (transmisii telefonice şi date).

In anexa nr. 4 sunt date privind sistemele cu sateliţi MARISAT şi MAROTS.

Staţiile de pe nave au caracteristici modeste, compensate în parte de satelit, care are un factor de merit bun, adică o putere suficient de mare şi dimensiuni mari ale antenei, astfel încât asigură un raport semnal / zgomot acceptabil la intrarea semnalelor în receptorul de pe navă. Frecvenţele pentru asemenea sisteme spaţiale de navigaţie sunt, respectiv, 1626,5-1645,5 MHz ascendent şi 1535,0-1544,0 MHz descendent.

Aceluiaşi scop, asigurarea de telecomunicaţii a navigaţiei maritime/oceanice, sunt destinaţi şi noii sateliţi geostaţionari EUROSTAR, ca şi sateliţii geostaţionari din generaţia INMARSAT II (v. anexa nr. 4).

5. SATELIŢI GEOSTAŢIONARI, ALŢII DECÂT CEI DE TELECOMUNICAŢII

5.1. SATELIŢI METEOROLOGICI PE ORBITA GEOSTAŢIONARĂ

Cu toate că principala disponibilitate a orbitei geostaţionare o reprezintă comunicaţiile, în bună măsură avantajele acestui privilegiat post orbital s-au pus de mai mult timp şi la dispoziţia meteorologiei, iar mai recent - în general la dispoziţia geofizicii aplicative (activităţilor de remote seusing pentru monitorizarea mediului şi resurselor naturale).

Reprezentativ în această privinţă este sistemul Meteosat, ajuns la exemplarul nr. 6.

Primul satelit al seriei, Meteosat-1, a fost scos în spaţiu la 23 noiembrie 1977, el fiind primul satelit geostaţionar al Agenţiei Spaţiale Europene. A fost lansat de la Cape Canaveral, cu o rachetă Thor Delta 2914. Exemplarele seriei au acelaşi design, cu "busul" în formă cilindrică, stabilizat prin rotaţie (100 rot./min; axa de rotaţie este menţinută astfel pe direcţia axei polilor planetei). Cilindrul respectiv are 2,1 m diametru şi 3,2 m înălţime, masa satelitului fiind de 697/300 kg în post. Celulele solare de pe înveliş i-au asigurat primului exemplar 250/200 W la sfârşitul vieţii active (3 ani). Poziţia orbitală: 0o. Acest satelit, în principal, a luat imagini ale globului terestru ziua şi noaptea şi a colectat date de la platforme meteo automate, pe care le-a retransmis la diverşi utilizatori. Imaginile se iau cu un radiometru pe 3 canale (0,9-1,1 ; 10,5-12,5 ; 5,7-7,1 microni) şi un telescop de 40 cm, dispus în faţa acestuia. Rezoluţia asigurată, 2,5 km în vizibil şi 5 km în infraroşu. Prin înregistrările în infraroşu se poate determina temperatura la vârful norilor şi la suprafaţa oceanului, cu o precizie de 1oC. Imaginile succesive (la intervale de 20-30 min.) ale norilor indică direcţia vântului şi evoluţia curenţilor atmosferici. Sateliţii au contact permanent cu Centrul european de la Darmstadt, care primeşte şi difuzează imaginile şi datele satelitare, în format WPT sau WEFAX. Prin acelaşi satelit, Centrul dă în reţea datele la staţii meteo de sol PDUS sau BDUS, folosind frecvenţele 1691-1694, 5 MHz. Se obţin informaţii actuale despre temperatura suprafeţei mării şi despre repartiţia vaporilor de apă din atmosferă - date de importanţă nu numai meteorologică, ci şi climatologică. Platformele de la care sateliţii colectează date emit pe 402 MHz, la interogarea acestora pe 468 MHz.

Meteosat-2 (19 iunie 1981) a fost lansat cu o rachetă Ariane şi scos în post de asemenea pe 0o. Au beneficiat de date de la satelit multe ţări din Europa, Africa şi America de Sud. Fapt important, acest satelit, apoi şi alţii din aceeaşi serie, a oferit şi facilităţi de comunicaţii, după cum sateliţi ai seriei Intelsat au servit direct şi unor scopuri meteorologice. Un timp, satelitul a funcţionat împreună cu antecesorul său.

Meteosat-6, cel mai recent exemplar al seriei, a fost lansat la 19 noiembrie 1993, cu o rachetă Ariane, care l-a scos pe orbita de transfer geostaţionar, din care satelitul., după 37 de ore, a ieşit pe orbita geostaţionară, dar pe 19oW. A fost derivat lent spre est, pentru ca la 17 decembrie 1993 să se afle pe 10oW. Aici i s-a comandat o ajustare a vitezei, pentru ca în 1994 să se aşeze în post, pe 0o. Construcţia, echiparea şi modul său de funcţionare păstrează elementele de bază ale formulei adoptate la primul exemplar.

5.2. SATELIŢI GEOSTAŢIONARI MILITARI

Scopul principal al sateliţilor geostaţionari de uz militar, care reprezintă circa 40% din numărul total al sateliţilor din această categorie, este dublu:

a. realizarea de legături în reţelele militare, inclusiv de importanţă strategică;

b. supraveghere şi alertă timpurie privind lansări de rachete balistice intercontinentale.

Alţi sateliţi sunt pentru ascultare electronică, iar alţii pentru cercetări specific militare. Toate ţările cu rang de puteri spaţiale (S.U.A., Rusia, China şi Franţa, în primul eşalon) au preocupări şi realizări pe această linie.

Dintre proiectele de actualitate se consemnează, în continuare, propunerea avansată guvernului francez de Matra Defense Espace în iunie 1993, potrivit căreia un mijloc prioritar de apărare a Europei faţă de pericolul nuclear, considerat a nu fi complet înlăturat, este realizarea unui sistem de doi sateliţi geostaţionari de alertă antirachetă. Sateliţii vor fi de observare, specializaţi în detectarea rachetelor balistice prin reperajul jetului lor propulsor, printr-un sesizor infraroşu.

Complexitatea problemei pentru Europa pare a nu o depăşi pe aceea a construcţiei sateliţilor meteo geostaţionari europeni Météosat 2.

Între o constelaţie de sateliţi mici de defilare în evoluţia pe orbite joase şi sateliţii geostaţionari se preferă primii, deoarece, cu cheltuieli mai mici, aceştia fac o acoperire regională. S-a precizat că cei doi sateliţi ai reţelei îngăduie o observare stereo pentru a stabili axa de tir, folosindu-se camere IR cu mozaic de detectori răciţi, cu rezoluţia de un kilometru, într-un câmp extins pe 2000 km.

Mai întâi se va realiza un exemplar probatoriu, de alertă, folosindu-se un satelit de telecomunicaţii echipat cu camera respectivă, sau un satelit dedicat cu platformă de tip Télécom 2. Acest satelit va avea 3t şi 2,5 kW, din clasa AR 4 (sateliţi ce se lansează cu rachete Ariane 4), lansarea putându-se efectua în anul 1998, în funcţie de aprobarea programului.

Sistemul operaţional cu doi sateliţi (estimat la un preţ de 3 miliarde de franci primul satelit şi 5 miliarde de franci al doilea) ar putea fi gata în anul 2005.

Dintre sateliţii geostaţionari militari de telecomunicaţii ai exUniunii Sovietice sunt reprezentativi Gorizont, a căror lansare de început a fost la 19 decembrie 1978, durata lor de viaţă nedepăşind doi ani.

Dintre tipurile de sateliţi geostaţionari militari americani mai cunoscute sunt BMEWS, IMEWS, MIDAS şi DSAP (Defense System Application Program) şi DSP (Defense Support Program), DCSP, DSCS.

BMEWS (Ballstic Multipurpose Early Warning System), Program 647, sateliţi geostaţionari militari americani pentru cercetare strategică globală, înştiinţare şi alarmare timpurie despre atacuri cu rachete. Au dezvoltat seriile BMEWS şi MIDAS. Prima serie, BMEWS 1, a avut exemplare de 350 kg. Sateliţii au fost lansaţi de la Cap Kennedy, cu rachete Atlas-Agena, în perioada 1968-1972; au fost poziţionaţi pe Atlantic, Pacific şi Oceanul Indian. Seria a doua de sateliţi, BMEWS 2, de 1,5t, cu motor de manevră, au avut detectori IR pe 3-5 microni. Lansările s-au făcut cu rachete Titan 3C - Transtage, scoţându-se de asemenea câte un exemplar (plus unul de rezervă) pe fiecare Ocean, pentru supravegherea lansărilor de rachete de pe submarine. Generaţia a treia de sateliţi a avut captori ultrasensibili, camere perfecţionate şi echipament radar.

MIDAS (Missile Defence Alarm System), sateliţi militari americani de supraveghere, detectare şi alarmare timpurie la lansări de rachete. Au avut orbite polare, dar unele exemplare, ca cel lansat la 1 martie 1972, s-a plasat pe orbită geostaţionară.

DSP (Defence Support Program), Program 617, sateliţi militari geostaţionari americani cu acelaşi scop ca al celor menţionaţi mai sus. Debutul, la 14 decembrie 1975, lansarea făcându-se de la Cap Canaveral, cu o rachetă Titan 3C.

IMEWS (Integrated Multipurpose Early Warning Satellite), Program 647 / 949, sateliţi geostaţionari americani de cercetare pentru descoperirea amplasamentelor rachetelor, reperarea lansărilor, semnalarea intrării ogivelor în atmosferă, descoperirea bombelor orbitale, detectarea exploziilor nucleare.

IMEWS 2, satelit de 816 kg, a imbarcat detectoare IR pe 3-5 microni pentru detectarea jeturilor reactive şi pe 8-10 microni pentru reperarea componentelor de luptă la reintrarea în atmosferă, precum şi camere optice cu mare rezoluţie, operând în mediu slab luminat. Informaţiile s-au transmis printr-o staţie australiană şi, de la aceasta, la Comandamentul Nord-American (NORAD) prin sateliţi de telecomunicaţii TACOMSAT şi IDSC. Ulterior, legăturile s-au stabilit prin releu satelitar, sistem TDRSS.

DSCS (Defence Satellite Communication System), fază nouă a programului militar american IDSCP, cu sateliţi geostaţionari din generaţia a doua, de 522-558 kg, lansaţi de la Cap Kennedy, cu tipul de rachetă purtătoare Titan 3C-Transtage. Cilindrici, cu diametrul de 2.7 m şi lungime de 4 m, au avut celule solare pe înveliş, prin care au obţinut 535 / 350 w după 5 ani; erau stabilizaţi prin rotaţie. Au asigurat individual 1300 de căi telefonice duplex sau 100 Mbit/s date sau foto, în timp real. Pe o platformă contrarotativă erau dispuse patru antene cu polarizare circulară (două fixe, cornet, pentru acoperire globală şi două orientabile, în formă de disc paraboloid, cu fascicul îngust. Comunicaţiile cu navele sau cu unităţile de uscat s-au realizat în banda X, pe terminale mici. Fiecare satelit a avut patru TOP-uri (tuburi cu unde progresive) de 20 W în gama 7,9 - 8,4 GHz ascendent şi 7,25 - 7,75 GHz descendent. Telecomanda şi telemăsura s-au realizat în banda S (telemăsura pe frecvenţele de 2,2 - 2,3 GHz, iar telecomanda pe 1,75 - 1,85 GHz).

Sistemul experimental DSCS s-a realizat în anul 1971, ca parte a sistemului american global de transmisiuni militare, asigurând eşaloanele strategice. Prin acest sistem s-au asigurat până în anul 1974 legăturile cu centrele continentale de comandă, cu comandamentele şi statele majore ale forţelor armate americane dispersate pe diferite teritorii.

Cu sistemul operaţional DSCS 2 s-a obţinut o mai mare capacitate de transmisie pe mai multe canale, într-o gamă mai largă de frecvenţe şi un plus de siguranţă în funcţionare a echipamentelor.

Cu DSCS 3 s-au asigurat legături perfecţionate telefonice, video şi date (a crescut viteza de transmitere a datelor la 100 Mbiţi/s) şi a crescut durata de viaţă a sateliţilor de la 5 la 7 ani, prin introducerea de noi tehnologii şi surse electrice evoluate. Sateliţii au avut posibi-litatea să formeze la emisie două grupe a câte 19 fascicule pentru legă-turi simultane pe staţii diferite, fiecare fascicul putând fi comandat se-parat. S-au asigurat astfel legături pentru forţele de uscat mobile, dar şi pentru unităţi navale şi cu unele ambasade. Sateliţii Improved DSCS 2-11 şi 12, de 540 kg, au fost scoşi în post, respectiv pe 130° W şi 175° E. Unele perechi de astfel de sateliţi au fost lansaţi din Space Shuttle (naveta spaţială americană). Sateliţii DSCS 3, de 680 kg, au fost lansaţi cu rachete Titan 34D cu etaj IUS (Interim Upper Stage) şi din navetă. Aceşti sateliţi au avut retranslatori decimetrici şi centimetrici de puteri diferite, iar antenele lor directive puteau forma fascicule independente.

IDCSP (Initial Defence Communication Satellite Program), Program 777, program militar american pentru constituirea unei reţele de sateliţi (18-22 exemplare), presăraţi pe orbite quasi-staţionare, pentru legături strategice. Lansările s-au făcut pe grupe de câte 3 sateliţi cu rachete Titan 3C, la 16 iunie 1966, 18 ianuarie 1967, 1 iulie 1967 şi 13 iunie 1968. Erau sateliţi mici, de 45 kg, poliedrici (91x80 cm), cu 24 de feţe, tapetate cu celule solare (8.500 celule - 40 W). Au asigurat, experimental, numai două căi telefonice şi au avut durata de viaţă activă de 2-3 ani.

TACSAT (Tactical Communication Satellite), satelit militar american, de tip geostaţionar, de comunicaţii tactice, pentru aviaţie, precum şi pentru legături guvernamentale. A fost lansat la 9 februarie 1969. A avut forma cilindrică (7,6 x 2,75 m), cu masa de 726 kg. Pe partea inferioară a cilindrului s-au dispus 60.000 de celule solare, iar pe o platformă contrarotativă (satelitul fiind stabilizat prin rotaţie) s-au fixat antenele: o antenă biconică pentru telemăsură şi telecomandă, două antene cornet în hiperfrecvenţă şi 5 antene elicoidale pentru recepţie experimentală pe antene mici, cu diametrul de 30 cm. A asigurat 10.000 de căi telefonice duplex.

5.3. SATELIŢI PENTRU CERCETĂRI ASTROFIZICE

La nivelul anului 1978, orbita geostaţionară era utilizată în principal pentru comunicaţii, într-o mică măsură pentru meteorologie şi cu totul sporadic, experimental, pentru observaţii asupra planetei, în special în scopuri militare, dar şi pentru activităţi de remote sensing. În acel an a fost scos în spaţiu un satelit american din seria Explorer, denumit IUE (International Ultraviolet Explorer), pentru observaţii nu spre Pământ, ci în afara sa, spre spaţiul exterior, în scop de cercetare astrofizică.

Satelitul a fost lansat la 26 ianuarie 1978 cu o rachetă Thor Delta 2914. Are 382 kg, plus 230 kg motorul de apogeu, nedetaşabil, cu propulsant solid şi cu tracţiunea de 2 tf. Dimensiunile satelitului: 4 x 4,5 m, cu două panouri solare, orientate, care i-au asigurat iniţial 420 W, iar acum, la limita vieţii active, 300 W. Instrument principal: un telescop în ultraviolet, cu deschiderea de 45 cm şi lungimea de 1,3 m. Cu ajutorul a doi senzori se realizează ochirea imaginii pe un spectograf cu scală. Satelitul are patru camere TV. Precizia ochirii, de 2 min. de arc, este realizată printr-un sistem de control şi comandă atitudine, cu sensori solari, volanţi inerţiali (patru) şi propulsori cu hidrazină. De la satelit s-au obţinut spectre în ultraviolet (1150-3100 ) cu înaltă rezo-luţie (0,1 ) ale stelelor şi planetelor cu magnitudinea mai mică de 7; spectre cu mai mică rezoluţie (6 ) de la obiecte stelare cu magnitudinea 12 şi peste; spectre cu rezoluţia de 15 ale quasarilor, galaxiilor Seyfert, pulsarilor, surselor X. Satelitul a fost folosit împreună de cei trei parteneri ai programului: NASA l-a folosit 16 ore/zi, ESA 4 ore/zi şi SRC - Marea Britanie 4 ore/zi. Cu acest satelit au fost continuate experienţe, observaţii şi măsurători în ultraviolet efectuate cu sateliţii OAO-2 / Orbiting Astronomical Observator - 7 decembrie 1968, Copernicus/OAO-3 (21 august 1972) şi TD-1 (Thor Delta - 12 martie 1972). A furnizat date utile mai întâi pentru Space Telescope (proiect american de telescop-satelit cu lungimea de 14,3 m şi diametrul de 4,7 m, cu patru panouri solare, asigurând 4 kW) şi ulterior pentru Hubble-Telescope (telescop-satelit, de asemenea de mari dimensiuni, recuperat de naveta spaţială americană Endeavor în decembrie 1993.

În iulie 1994 (după 16 ani de prezenţă activă spaţială) obiectul a fost introdus în campania pentru urmărirea, din poziţia sa de pe Atlantic, a efectelor prăbuşirii pe Jupiter a cometei Sholmaker-Levis.

Faţă de alţi sateliţi pentru astrofizică, în evoluţia pe orbite joase, de defilare, acest unic satelit astrofizic geostaţionar prezintă avantajul unei foarte limitate interpuneri a Pământului la observarea cerului. De astă dată asupra planetei Jupiter şi-au încrucişat direcţiile de vizare, o dată cu satelitul IUE, telescopul-satelit Hubble şi sonda Galileo, aflată atunci în survol al polului Sud al Soarelui, în periplul său interplanetar, a cărui ţintă finală este Jupiter.

6. LANSAREA SATELIŢILOR GEOSTAŢIONARI

6.1. Lansarea cu ajutorul rachetelor purtătoare

Se prezintă cazul lansărilor prin care s-a constituit sistemul ASTRA al lui Société Européene des Satellites (SES), respectiv lansările din decembrie 1988 a satelitului ASTRA 1A şi din martie 1991 a satelitului ASTRA 1B. Ambii sateliţi sunt stabilizaţi după cele trei axe principale şi au asigurată o mişcare de rotaţie în jurul axei polare a bus-ului cu viteza de 1 rot./24 ore, astfel încât axa respectivă şi ante-nele să-şi menţină tot timpul orientarea spre Pământ. Sateliţii au pano-uri solare, cu anvergura respectiv de 20 m şi 24 m (Astra 1B), iar masa la start, respectiv de 1768 kg şi 2618 kg, bus-ul primului fiind GE Astro Electronics 4000, iar cel al lui Astro 1B: GE Astro Electronics 5000. Ambii sateliţi au câte 16 repetitori activi, protejaţi la eclipse şi câte 6 canale de rezervă la avaria repetitorilor. Fiecare repetitor are lărgimea benzii de 26 MHz şi puterea la ieşire, respectiv de 45 W şi 60 W (Astro 1B).

- Astro 1A a fost scos în spaţiu de o rachetă Ariane 4, în secvenţe proprii acesteia, la 11 decembrie 1988. După 24 minute de la startul rachetei, satelitul se afla plasat pe o orbită joasă, aproape circulară. Din această orbită, la 15 decembrie, a fost trecut pe o orbită alungită, cu perigeul la 150 km depărtare de suprafaţa Terrei şi apogeul la nivelul orbitei geostaţionare (la 35870 km, deasupra ecuatorului). După mai multe acţionări scurte ale motorului propriu, al satelitului, orbita s-a circularizat la nivelul apogeului şi satelitul s-a poziţionat pe 19,2oE. Orbita intermediară respectivă, între orbita circumterestră joasă (LEO - Low Earth Orbit) şi orbita geostaţionară (GEO sau GO), se numeşte "orbită de transfer geostaţionar" (GTO - Geostationary Transfer Orbit), denumiri oficializate şi care apar şi în documente ale Naţiunilor Unite.

- Astro 1B a fost lansat tot cu o rachetă Ariane 44 LP din acelaşi European Space Center-Kourou, la 2 martie 1991. Ultima treaptă a rachetei purtătoare a scos satelitul pe orbita de transfer geostaţionar după 20 min de la start. Orbita geostaţionară s-a realizat prin trei acţionări succesive ale motorului de apogeu, cu combustibil lichid, ataşat satelitului; impulsurile i s-au dat respectiv la al doilea, al şaptelea şi al zecelea apogeu (efect: ridicări succesive ale perigeului, în vederea aducerii lui la nivelul apogeului = circularizarea orbitei). Consumul de combustibil (dimetil hidrazină nesimetrică), mai redus decât fusese stabilit pentru aceste manevre, a făcut să crească rezerva de substanţă disponibilă pentru corecţii ulterioare de atitudine şi, prin aceasta, şi speranţa de viaţă activă a satelitului, estimată la 10 ani.

SES a lansat ulterior (1993 şi 1994) alţi doi sateliţi Astra, de acelaşi tip cu precedenţii, dar mai evoluaţi, şi avea comandat pentru a fi lansat în anul 1995, tot cu o rachetă Ariane 4, exemplarul Astra E, pe un bus HS 601 al aceleiaşi firme americane Hughes Space and Communications, care i-a construit şi pe ceilalţi. Acest satelit, cu masa de 3 t, estimat să fie activ în orbită 15 ani, a fost echipat cu 24 de repetitori, fiecare cu o putere de ieşire de 85 W, opt dintre aceştia fiind menţinuţi în rezervă. In anul 1994 a fost comandat şi exemplarul Astra F, lansabil în anul 1996, de asemenea pentru radiodifuziune şi televiziune numerice pe întreaga Europă. La acest nivel, operatorul sistemului Marele Ducat al Luxemburg, unde se află sediul SES, va avea la dispoziţie mai mulţi sateliţi, copoziţionaţi pe 19,2oE, cu un ecart corespunzător, care vor acoperi întreaga gamă de servicii analogice şi numerice cu 40 de repetitori suplimentari. Orice utilizator al unei antene cu diametrul de 40 cm orientată pe 19,2oE va capta programele reţelei respective. Astfel, pe lângă cele 64 de programe analoge (37 existente, plus cele ce asigură ulterior cu noii sateliţi) şi cu compresia numerică utilizată (ceea ce permite să fie trecute 6-15 programe pe repetitor), Astra va oferi sute de programe de radio-TV începând din anul 1996.

6.2. Lansarea din naveta spaţială

Se exemplifică, pentru notificarea procedeului, lansarea satelitului ACTS (Advanced Communications Technology Satellite) din naveta spaţială americană Discovery.

Satelitul a fost dezvoltat de Office of Advanced Concepts and Technology al Administraţiei Americane pentru Aeronautică şi Spaţiu (NASA), pentru trecerea la o nouă generaţie de sateliţi geostaţionari. Satelitul încorporează concepte avansate de comutaţie electronică a spoturilor antenelor, procesare şi comutaţie la bord, transmisii în Ka-band şi compensare dinamică a atenuărilor datorită ploii. Efectul aşteptat: creşterea capacităţii în comunicaţii, mai mare flexibilitate a reţelei şi folosirea de staţii mici de sol (şi terminale mobile).

Satelitul, cu masa de 9429 kg, de formă cubică, cu latura de 3 m, are ataşat un cilindru cu motorul de apogeu, totul fiind solidar cu un etaj propulsor cu pulbere TOS. In orbita de serviciu este stabilizat pe trei axe, iar pe orbita de transfer i-a fost imprimată o rotaţie stabilizatoare, cu viteza de 50 rot/min. A fost poziţionat pe Pacific la 100o W. A oferit 3 fascicule fixe şi 10 mobile foarte înguste (0,3o deschiderea), deci - mare putere la recepţia la sol; în sub o milisecundă fasciculele se reconfigurează şi distribuie debite mergând de la 4800 biţi/sec., necesari transmisiilor de date sau circulării unei voci compresate, până la 1 mil. biţi/sec. în reţea numerică internaţională. Satelitul foloseşte frecvenţe înalte: emite pe 20 GHz şi primeşte (ascendent) în banda de 30 MHz (aceste frecvenţe mari asigură debite ridicate). Satelitul reprezintă un banc de încercare pentru 60 de experienţe diferite, cele mai multe urmărind cunoaşterea comportării receptorilor de foarte mică talie VSAT (Very Small Aperture Terminal) şi USAT (Ultra Small Aperture Terminal), cărora ACTS le trimite debite ridicate. Se speră ca legăturile mobile prin sateliţi geostaţionari să câştige, totodată, atuuri în competiţia cu partida sateliţilor mici, de constelaţie, în orbite joase.

Naveta Discovery, în cala căreia s-a aflat satelitul, pe un leagăn purtător, a decolat la 12 septembrie 1993. Cu un impuls dat când se afla pe traiectoria de intrare în orbită, deasupra Australiei, naveta a realizat orbita sa circulară la 296 km, cu înclinarea de 28,5o. Atunci, doi din echipa de cinci astronauţi au pătruns în cală, i-au deschis trapele şi au înclinat leagănul purtător la 44o. După 45 minute satelitul se găsea pe orbita de transfer geostaţionar, iar în secvenţele obişnuite, prin acţionarea agregatului propriu de propulsie, s-a plasat pe orbita geostaţionară şi a fost poziţionat pe 100 oW.

7. INTRODUCTIV JURIDIC LA PROBLEMATICA ORBITEI GEOSTAŢIONARE

La Organizaţia Naţiunilor Unite, problematica orbitei geostaţionare se află pe ordinea de zi la fiecare sesiune anuală a Adunării Generale, prin concluzii şi propuneri adresate statelor membre de către Comitetul Naţiunilor Unite pentru Utilizări Paşnice ale Spaţiului Extraatmosferic, acesta, la rândul său, promovând concluzii şi propuneri formulate direct de Subcomitetul Tehnic şi Ştiinţific sau ca exponent al Grupelor sale de lucru.

Deoarece în faza a doua (finală) a prezentului Raport de cercetare, pe un spaţiu important, este dezvoltată această problematică sub raport juridic, în cele ce urmează se fac unele consideraţii nemijlocit legate de aspectele ştiinţifice şi tehnice de până aici.

a. Orice examinare a legitimităţii cererii unei ţări oarecare de a i se atribui / aloca slot pe această orbită privilegiată care este orbita geostaţionară trebuie să pornească de la cercetarea tematicii de actualitate de pe agenda şi ordinea de zi ale Forumului Mondial şi ale organelor sale de lucru privitoare la următoarele:

Aspecte juridice referitoare la aplicarea principiului după care explorarea şi utilizarea spaţiului, în general, trebuie să se facă în profitul şi în interesul tuturor statelor, cu luarea în consideraţie în mod cu totul particular / favorizant a nevoilor ţărilor în curs de dezvoltare (temă constituind punctul 5 al Ordinei de zi a Comitetului Naţiunilor Unite pentru Utilizări Paşnice ale Spaţiului Extraatmosferic din 22 martie - 8 aprilie 1993 - document A/AC. 105/544 din aprilie 1993).

Rapoarte ale Grupului general de lucru constituit de Subcomitetul Ştiinţific şi Tehnic al Comitetului Naţiunilor Unite pentru Utilizări Paşnice ale Spaţiului Extraatmosferic (COPUOS), pentru a evalua modul cum se aplică recomandările celei de-a doua Conferinţe asupra Explorării şi Folosirii Paşnice a Spaţiului Exterior (UNISPACE 82), cu menţiuni speciale pentru documentul A/AC.105/513 din 10 martie 1992.

Rapoarte ale Subcomitetului Ştiinţific şi tehnic al COPUOS privitoare la situaţia anuală a Programului Naţiunilor Unite privind Aplicaţii ale activităţilor spaţiale şi Coordonarea acestora în Sistemul Naţiunilor Unite. Ca regulă, în ultimii ani, la fiecare sesiune a Subcomitetului respectiv, aceste rapoarte au fost examinate împreună cu cele menţionate imediat anterior. De reţinut, însă, documentul A/AC.105/491, intitulat "Coordination of outer space activities within the United Nations System: programes of work for 1992 and 1993 and future years", constituind raportul prezentat de secretarul general al Organizaţiei Naţiunilor Unite la sesiunea a 29-a a subcomitetului COPUOS din 25 februarie - 5 martie 1992. Problema a fost reluată la sesiunea anuală următoare şi consemnarea concluziilor se găseşte în documentul A/AC.105/543 din 5 martie 1993.

Gestionarea resurselor naturale ale planetei (Terra) şi a mediului înconjurător. O sursă utilă de avut în vedere, în sensul specificat mai sus, o reprezintă documentul A/AC.105/445 Add 9 din 29 decembrie 1992 privitor la Participarea Naţiunilor Unite la International Space Year - UN.ISY (acţiune complexă, dedicată împlinirii unui deceniu de la UNISPACE 82, şi care a continuat prin examinări anuale, inclusiv la sesiunea COPUOS din aprilie-mai 1994).

b. Întrucât utilizările obiectelor casnice plasate pe orbita geostaţionară precumpănesc în domeniul telecomunicaţiilor, iar organele de lucru ale Naţiunilor Unite înscriu cu regularitate în activităţile lor examinări - inclusiv juridice - ale problematicii respective, sunt necesare referinţe şi din această zonă, atunci când se fundamentează un punct de vedere privind dreptul egal al tuturor ţărilor de pe glob la orbita geostaţionară.

Astfel, la cea de-a 29-a sesiune a Subcomitetului COPUOS din 25 februarie - 5 martie 1992, în plină atenţie s-a aflat raportul intitulat: "Examinarea naturii fizice şi atributelor tehnice ale orbitei geostaţionare. Examinarea utilizării şi aplicaţiilor, inclusiv în domeniul comunicaţiilor spaţiale, precum şi a altor probleme referitoare la dezvoltări ale comunicaţiilor spaţiale, ţinând seama în special de nevoile şi interesele ţărilor în curs de dezvoltare".

În introductivul la problematica orbitei geostaţionare, examinată sub aspectele juridice implicate de cererea ţărilor de a li se atribui slot sau sloturi pe această orbită, se punctează în continuare consideraţiile semnificative pe marginea raportului citat la pct. b de mai sus:

1. Subcomitetul COPUOS face analiza enunţată prin raportul cu titlul menţionat în acord cu Rezoluţia Adunării Generale a Organizaţiei Naţiunilor Unite 46/45.

2. Discuţiile pe marginea raportului au remarcat programele de cooperare internaţională în domeniul comunicaţiilor satelitare, inclusiv progresele în materie de tehnologii pe baza cărora sateliţii de comunicaţii vor deveni mai accesibili şi mai puţin costisitori şi, în acelaşi timp, va creşte capacitatea orbitei geostaţionare pe acest plan, al asigurării de comunicaţii prin sateliţi.

Au fost reţinute şi intervenţii care pledează pentru alternative la orbita geostaţionară, în principal - cu constelaţii de mici sateliţi plasaţi în grupe pe orbite joase şi încingând planeta cu un cvasi-inel satelitar.

3. Delegaţiile care au studiat raportul şi-au exprimat opinia în sensul că orbita geostaţionară trebuie efectiv considerată ca o resursă naturală limitată, evitându-se saturarea ei, astfel încât să se poată asigura tuturor ţărilor, nediscriminator, accesul la această orbită. A fost recunoscut faptul că unele măsuri s-au întreprins, respectiv un regim special a fost iniţiat în aşa fel ca să se asigure accesul echitabil legitim tuturor ţărilor şi, îndeosebi, al ţărilor în curs de dezvoltare.

4. A fost accentuată consideraţia că un rol complementar în această privinţă îl au Uniunea Internaţională de Telecomunicaţii (ITU) şi Comitetul Naţiunilor Unite pentru Utilizări Paşnice ale Spaţiului Extraatmosferic, deşi unele păreri au dat Uniunii primul mandat.

5. Discuţiile rămân în afara unor concluzii în ceea ce priveşte accesul echitabil al ţărilor, problemă pe care unele ţări ecuatoriale o socotesc drept argument în favoarea lor.

6. Anumite delegaţii au ţinut să exprime o oarecare îngrijorare pentru faptul că, asemenea altor orbite, şi orbita geostaţionară este afectată de înmulţirea obiectelor cosmice inutilizabile, respectiv a deşeurilor cosmice. S-a cerut sporirea şi legalizarea preocupării pentru minimizarea generării de "debris"-uri, potrivit unor propuneri de soluţii care urmează a fi examinate de grupele de lucru stabilite.

7. Date fiind importanţa problemelor ce se impun soluţionării şi inexistenţa, încă, a unui acord pentru o atitudine juridică neechivocă, Subcomitetul a recomandat ca atare consideraţii să fie reluate în sesiunea următoare.

CONCLUZII

Prin organizarea şi dezvoltarea tematică, problemele cuprinse în această fază compun primul modul al Mandatului unitar, de bază, care va fi propus spre edificare Agenţiei Spaţiale Române şi Ministerului Afacerilor Externe pentru a servi delegaţiei de reprezentanţi ai României la Sesiunea a 32-a a Comitetului Naţiunilor Unite pentru Utilizarea în Scopuri Paşnice a Spaţiului Extraatmosferic, care se va întruni la Viena în martie-aprilie 1995 şi pe a cărei ordine de zi, aşa cum s-a aprobat la sesiunea precedentă, va fi dezbătută, ca punct distinct, problema orbitei geostaţionare, sub raport economic, etic, tehnico-ştiinţific şi juridic.

S-a conturat concluzia (care va finaliza faza a doua a Raportului) potrivit căreia România îşi menţine interesul pentru poziţia orbitală geostaţionară atribuită şi susţine opinia privind dreptul egal al tuturor statelor în general la spaţiul extraatmosferic şi în special la orbita geostaţionară, în mod justificat socotită resursă naturală limitată.

Referinţe bibliografice

1. Andreescu, D.: Enciclopedia programelor spaţiale, 2 vol., Ed. Militară, Bucureşti, 1979, 1980

2. Andreescu, D, Diaconescu, Gh., Şerbănescu, E.: Dicţionar de astronautică, Ed. Albatros, Bucureşti, 1983

3. Bleazard, G.B. Introducing Satellite Communications, Published by NCC Publications, 1990

4. Grigoriev, K.V., Sochilina, A.S., Vershkov, A.n.: On Catalogue of Geostationary Satellites, În: First European Conference on Space Debris, 1993

5. Roth, I.: Telecomunicaţii prin sateliţi artificiali ai Pământului, Ed. Tehnică, Bucureşti, 1966

6. Soop, E.M.: Handbook of Geostationary Orbit, Space Technology Library, 1994

7. Soppa, V. ş.a.: Study on Inter-Satellite Tracking for Co-Location, Final Report, ESA Contract 10035/92/D/CS, 1994

8. *** Proceedings of the FIRST EUROPEAN CONFERENCE ON SPACE DEBRIS, Darmstadt, Germany, 5-7 April 1993

9. *** Naucinâie problemî iscustvennâh Sputnikov, Sbornic Statei, Izd. Inostrannoi Literaturâ, Moscova, 1959

10. *** Spravocinik po Cosmonavtike, Voennoe Izdatelistvo, Moscova, 1966

Anexa nr. 1

EVOLUŢIA SATELIŢILOR INTELSAT

Satelit	Data lansării	Poziţionare	Observaţii
Intelsat I (Early Bird)	6 apr. 1965	-	a funcţionat, deasupra Atlanticului, până în august 1969

Intelsat II F-1	26 oct. 1966	-	s-a defectat când a ajuns pe orbită
F-2	11 ian. 1967	-	a funcţionat, deasupra Pacificului, până în febr. 1969
F-3	22 mart.1967	-	a funcţionat, deasupra Atlanticului, până în febr. 1970
F-4	27 sept.1967	-	a funcţionat, deasupra Pacificului, până în aug.1971

Intelsat III F-1	18 sept.1968	-	lansare defectuoasă
F-2	18 dec.1968	-	a funcţionat, deasupra Atlanticului, până în martie 1970
F-3	5 febr.1969	-	a funcţionat deasupra Pacificului şi apoi deasupra Oceanului Indian
F-4	21 mai 1969	-	a funcţionat, desupra Pacificului, până în febr.1972
F-5	25 iulie 1969	-	lansare defectuoasă
F-6	14 ian. 1970	-	a funcţionat, deasupra Atlanticului şi deasupra Pacificului, până în ian.1975
F-7	22 apr. 1970	-	a funcţionat, deasupra Atlanticului, până la defectare, în martie 1975
F-8	23 apr. 1970	-	lansare defectuoasă

Satelit	Data lansării	Poziţionat	Observatii
Intelsat IV F-1	25 sept.1975	-	retras în oct. 1987
F-2	25 ian. 1971	-	retras în aug.1980
F-3	19 dec 1971	-	retras în mai 1983
F-4	23 ian. 1972	-	retras în febr. 1983
F-5	13 iun. 1972	-	retras în febr.1982
F-6	20 febr.1975	-	lansare defectuoasă
F-7	23 febr.1973	-	retras în ian 1983
F-8	21 nov. 1974	-	retras în aug. 1985

Intelsat IVA F-1	25 sept. 1975	-	-
F-2	29 ian. 1976	-	retras în ian. 1984
F-3	6 ian. 1978	-	retras de pe orbita 177 oE
F-4	26 mai 1977	-	retras de pe orbita 338.5 oE
F-5	29 sept. 1977	-	lansare defectuoasă
F-6	31 mart. 1978	-	-

Intelsat V F-1	26 mai 1981	91.5 oE	iniţial 174.0 oE
F-2.	6 dec. 1980	319.5 oE	iniţial 359.0o E
F-3	15 dec. 1981	183.0 oE	iniţial 307.0 oE
F-4	4 mart. 1982	328.6 oE	iniţial 325.5 oE
F-5M	dec. 1982	66.0 oE	iniţial 63.0 oE
F-6M	19 mai 1983	310.0 oE	iniţial 341.5 oE
F-7M	18 oct. 1983	57.0o E	iniţial 66.0 oE
F-8M	4 mart. 1984	180.0 oE	-
F-9M	9 iun. 1984	-	lansare defectuoasă

Intelsat VA F-10	mart. 1985	66.0 oE	iniţial 335.5o E
F-11	mai 1985	177.0 oE	iniţial 332.5o E
F-12	oct. 1985	359.0 oE	iniţial 60.0 oE
F-13	1988	307.0 oE	-
F-14	mai 1986	-	lansare defectuoasă
F-15	1988	342.0 oE	-

Intelsat VI F-1	332.5 oE	-
F-2	63.0 oE	-
F-3	325.5 oE	-
F-4	60.0 oE	-
F-5	335.5 oE	-

Satelit	Data lansării	Poziţionare	Observaţii
Intelsat K	-	338.5o E	-

Intelsat VII F-1

174.0 oE

-

Prognoza lansării noilor sateliţi Intelsat

Intelsat VII F-1	-	180.0 oE	iniţial 174.0 oE
F-2	-	359.0oE	-
F-3	-	328.5 oE	-
F-4	-	60.0o E	-
F-5	-	342.0o E	-
F-6	-	307.0o E	-
F-7	-	310.0 oE	-
F-8	-	57.0 oE	-
F-9	-	91.5 oE	-

IntelsatVIII F-1	-	174.0 oE	-
F-2	-	177.0 oE	-
F-3	-	66.0 oE	-
F-4	-	338.5 oE	-
F-5	-	110.0 oE	-
F-6	-	319.5 oE	-

Anexa nr. 2

EVOLUŢIA SATELIŢILOR EUTELSAT

Satelit	Data lansării	Observaţii
Eutelsat I F-1	17 iun. 1983	poziţionat 48.0 oE
F-2	4 aug. 1984	-
F-3	12 sept. 1985	lansare defectuoasă
F-4	16 sept. 1987	25.5 o E
F-5	21 aug. 1988	21.5 o E

Eutelsat II F-1	30 aug. 1990	poziţionat 13.0 o E
F-2	15 ian. 1991	10.0 o E
F-3	7 dec. 1991	16.0 o E
F-4	9 iul. 1992	7.0 o E
F-5	24 ian. 1994	lansare defectuoasă
F-6	1994	13.0 o E

Anexa nr. 3

ALŢI SATELIŢI METEO GEOSTAŢIONARI

- GMS (Geostationary Meteorological Satellite) "Sunflower" (14 iulie 1977), satelit meteorologic, geostaţionar, japonez. A fost lansat de la Cape Canaveral, cu o rachetă Delta 2914. A avut corpul cilindric, cu masa de 281 kg şi diametrul de 2,16 m. Pe platforma rotativă era montată o antenă reflector parabolic, pentru comunicaţii în banda S, şi o alta, elicoidală, decimetrică, pentru telecomandă, telemăsură şi control. Microrachetele de acţionare şi stabilizare au funcţionat cu hidrazină. satelitul dispunând de o rezervă de substanţă pentru 5 ani. A dispus de repetitori cu circuite miniaturizate. Pentru imaginile în infraroşu a folosit banda de 10-12 microni, într-un sistem obişnuit de asociere a unui radiometru răcit, cu un telescop optic centrat. Cu un detector de ambianţă spaţială (SEM) a observat acţiunea particulelor solare asupra mediului periterestru.

- GMS-2 Himawari 2 (1 august 1981) a fost lansat de la Tanegoshima, cu o rachetă N2, de 132 t, şi poziţionat pe 140oE. Satelitul, tot cilindric, cu înălţimea de 3,45 m şi diametrul de 2,15 m, a avut masa de 650/292 kg. Pentru supravegherea meteo a folosit un radiometru bicanal în vizibil (VISSR), în 0,5-0,75 şi în infraroşul termic, în 10,5-12,5 microni, cu rezoluţia, respectiv de 1,25 km şi 5 km, echipat cu un telescop cu focala de 2,9 m, cu deschiderea de 40,6 cm, identic cu cel de pe satelitul american GOES-5 (22 mai 1981). Imaginile radiometrice, pretrante, au fost redistribuite tot prin satelit, pe frecvenţe în banda S (1,7 GHz). A participat la campania internaţională GARP (Global Atmospheric Research Program), împreună cu alţi patru sateliţi meteo geostaţionari, şi anume Meteosat 2, doi GEOS şi un GOMS sovietic; campania a fost susţinută şi prin sateliţii meteo de defilare NOAA-2, 3, Nimbus-6, doi sateliţi militari americani şi un Meteor sovietic.

Satelitul s-a aflat în post pe 140oE, din care a efectuat observaţii şi măsurători, a colectat date de la balize, nave şi staţii diverse, a testat tehnică şi procedee pentru avertizare la furtuni musonice provocătoare de dezastre, prin vijelii şi inundaţii.

- GOES (Geostationary Operational Environmental Satellite) denumire NOAA sau SMS (Synchronous Meteorological Satellite) - denumire NASA. Lansări: GOES-1, la 16 octombrie 1975 (calat pe 49oW); GOES-2 la 16 iunie 1977 (75oW); GOES 3 la 16 iunie 1978 (15oW) şi GOES-4 la 9 septembrie 1980 (95oW). Au fost echipaţi cu radiometru cu baleiaj în vizibil şi IR, senzori pentru înregistrarea modificărilor câmpului geomagnetic şi fluxurilor energetice solare, colector de date de la balize, senzori seismici ş.a. Cu aceşti sateliţi s-a realizat un releu pentru supraveghere seismică în Pacific şi avertizare la erupţii solare, cutremure, inundaţii.

- GOES-4, ca şi ceilalţi, a fost cilindric, stabilizat prin rotaţie (100 rot/min), cu diametrul de 2,16 m şi lungimea de 3,7/4,45 m cu antenele întinse, şi masa de 820/397 kg în post (faţă de 1,9 m diametrul, 2,3 m lungimea şi 623/294 kg masa primului exemplar al seriei). Sateliţii au aparţinut unei noi generaţii, compatibili pentru lansare cu rachete Thor Delta 3914 sau din naveta spaţială. Orbita iniţială: 34264/49380 km (0,25o), a fost circularizată prin acţionarea micropropulsoarelor satelitului. Noul tip de radiometru, VAS, a asigurat o rezoluţie a imaginilor de 0,9 km în vizibil şi 7 km în IR. Cu cei trei detectori SEM (Space Environment Monitor) a făcut măsurători de temperatură şi umiditate la nivelul norilor, precum şi alte determinări.

- GOES-5/SMS-7 (22 mai 1981) a îmbarcat un nou telescop pentru cercetarea fenomenelor oceanice. A fost scos în post pe 75oW.

- GOMS (Geostationary Operational Meteorological Satellite), satelit meteorologic geostaţionar sovietic, participant la campania internaţională GARP. Satelitul se afla în post pe 70oE, deasupra Oceanului Indian. Era stabilizat pe cele trei axe principale de rotaţie. A luat imagini în vizibil şi infraroşu ziua şi noaptea, la intervale de 30 minute, cu rezoluţia, respectiv de 1,5 km (în vizibil) şi 12 km (în infraroşu). Staţii principale (trei) primeau imaginile la intervale de 30 min. (în 10 min. se transmiteau 6 imagini, iar timp de 20 min. se transmiteau date de la sateliţi meteo de defilare Meteor); mai multe staţii secundare primeau date numai de patru ori pe zi.

Anexa nr. 4

SATELIŢI GEOSTAŢIONARI DE NAVIGAŢIE

- MARISAT (Maritime Satellite)

Sunt sateliţi geostaţionari americani constituiţi în reţea de telecomunicaţii maritime, cu destinaţie iniţială militară, pentru transmisii telegrafice în timp real, cu viteza de 50 biţi/sec., transmisii de facsimile analogice sau digitale, transmisii de date cu mare viteză (4,8 kbiţi/sec.), radiodifuziune şi televiziune.

Prima reţea a fost realizată cu trei sateliţi model Anik, cu durata de serviciu de 5 ani. Lansările s-au făcut cu rachete Thor-Delta 2914, sateliţii fiind scoşi pe orbita geostaţionară şi calaţi pe Atlantic şi Pacific. Aveau corpul cilindric, cu lungimea de 2,15 m (3,6 m cu antenele întinse) şi diametrul de 1,6 m. Masa satelitului era de 650 kg/330 kg pe orbită. Celule solare pe înveliş asigurau 360 W la capătul vieţii active. Pe platformă contrarotativă (sateliţii au fost stabilizaţi prin rotaţie) s-au dispus: două antene cornet în banda C (4-6 GHz), trei antene elicoidale (18o) în banda UHF şi, între ele, patru antene elicoidale în banda L. Capacitatea fiecărui satelit a fost de un canal în fonie şi 44 de canale telex (67 cuvinte/minut). S-au realizat astfel primii sateliţi în trei benzi pentru utilizatori diferiţi. Fiecare satelit avea trei repetitori, unul în UHF (248-260 MHz şi 300-312 MHz) pentru US Navy, cu trei canale; o bandă largă de 480 kHz şi două niveluri de putere (7, 26, 58 W) pentru navele comerciale, iar al treilea în banda clasică 4/6 GHz, pentru telemăsură şi telecomandă.

Reţeaua, compatibilă cu Marots, a fost utilizată începând din anul 1977 de 11 ţări.

- Marisat-1 (19 februarie 1976) a avut orbita de transfer geostaţionar: 185/36762 km şi a fost calat pe Atlantic (15oW).

- Marisat-2 (10 iunie 1976) a fost scos pe orbita iniţială 300/6800 km şi s-a calat pe 176,5oE (pe Pacific).

- Marisat-3 (14 octombrie 1976) a fost plasat pe orbita de transfer: 185/35870 km şi s-a calat pe Oceanul Indian (73oE).

- MAROTS (Maritime OTS - Orbital Test Satellite)

Dezvoltare a sateliţilor vest-europeni geostaţionari OTS, pentru conducerea navigaţiei prin intermediul sateliţilor geostaţionari de comunicaţii specializaţi.

Proiectul primului exemplar avea următoarele caracteristici: masa 466 kg în orbită, din care 56 kg încărcătura de telecomunicaţii, cu rezervare de post pe Oceanul Indian (40oE), pentru acoperirea drumului circafrican şi Mării Nordului. Forma corpului satelitului a fost cilindrică, cu diametrul de 1,95 m. Comunicaţiile maritime s-au efectuat în banda L (1,5-1,6 GHz), adaptate şi pentru comunicaţii aeronautice (sistem Aerosat). Capacitatea: 60 de canale, 30 canale telex, multiplicate în timp sau 100 canale multiplexate în frecvenţă.

Anexa nr. 5

PROGRAME CU SATELIŢI GEOSTAŢIONARI ÎN FEDERAŢIA RUSĂ

FEDERAÞIA RUSĂ, începând din anul 1993, a trecut la reînnoirea sistemului de sateliţi geostaţionari civili de telecomunicaţii Ekran şi Gorizont, care au aparţinut Uniunii Sovietice, cu sistemul naţional „Russia“. Din acelaşi an au fost abordate mai multe proiecte private (Goneţ, Banku, SovCanStar), realizabile în cooperare cu ţări occidentale. Noii sateliţi asigură:

- servicii fixe (punct la punct sau multipuncte) pe sateliţi din seriile Express (12 repetitori în benzile de frecvenţă 4/6 GHz), care vor înlocui sateliţii Gorizont;

- servicii de legături mobile, care folosesc repetitori specializaţi (Volna) îmbarcaţi pe sateliţii Gorizont. Se realizează prin sateliţi dedicaţi din seriile Arcos şi Maiak (2 repetitori pe 1,5/1,6 GHz şi 4/6 GHz) în cadrul programului Maraton de legături mobile (MCS). Sateliţii Maiak sunt derivaţi din sateliţii semisincroni Molnia (aceştia au orbita la 400/40.000 km, cu perioada de 12 ore), dar nu‑i vor înlocui pe aceştia;

- servicii de teledifuziune directă asigurată cu sateliţi Ekran şi Ekran M şi care va reveni noilor tipuri, Gals (3 repetitori pe 12/18 GHz), Gals R (6 repetitori pe 12/18 GHz) şi Gelicon (12 repetitori pe 12/18 GHz), aceştia aparţinând toţi programului STV-12.

Odată cu aceasta, s‑a prevăzut (1993) să se folosească minisateliţi de defilare de radiomesagerie Goneţ pentru transmisii de date în regiuni izolate şi sateliţi releu Luci, pentru schimb rapid de programe de televiziune (sistemul SEDE).

Programul de lansare în spaţiu dat publicităţii în anul 1993 a prevăzut următoarea succesiune a scoaterii în spaţiu a sateliţilor menţionaţi: primul Express, în septembrie 1993; primul Gals la finele anului 1993; Arcos şi Maiak, începând din anul 1994, iar Express M, Gals R şi Gelicom, în perioada 1995 - 1996. O constelaţie de 36 minisateliţi Goneţ, pe orbite joase, se va constitui în perioada 1994-1996, sateliţii fiind derivaţi din sateliţii militari Sextet/Locsist; doi sateliţi Goneţ au fost lansaţi în 1992, iar alţi trei în 1993, sistemul urmând să devină operaţional în anul 1995.

Pentru realizarea unor servicii fixe la nivel satisfăcător s‑a stabilit că sunt necesari 28 de repetitori pe sateliţi Express şi 20 de repetitori pe sateliţi Express M, în benzile C (6/4 GHz) şi Ku (18-14/12-11 GHz = ascendent/descendent) şi de 400 de circuite în banda L (1.6/1.5 GHz), via Maraton şi sateliţii săi Arcos şi Maiak, în special pentru legături în emisfera de nord.

Pentru teledifuziune directă s‑a hotărât (în 1993) să se procedeze în două etape: să se utilizeze mai întâi sateliţi Gals (3 repetitori/satelit), apoi să se modernizeze, aceştia devenind Gals R (6 repetitori/satelit), pentru ca ulterior tipul Gals R să fie înlocuit cu tipul Gelicon, de capacitate mai mare (12 repetitori/satelit), care vor da posibilitatea să se dispună de 60 de canale, asigurate de 5 sateliţi, amplasaţi astfel ca să acopere 5 zone de difuziune pentru recepţia a două programe de la Televiziunea Centrală (Moscova) şi, posibil, şi a 10 programe regionale. Recepţia la sol se face pe antene parabolice cu diametrul de 90 cm, 1,5 m sau 2,5 m. Pentru telecomunicaţii, numărul antenelor de sol (cu diametrul de 1,5 - 4.5 m) s‑a stabilit (1993) la 4.000 în banda C şi 11.000 în banda Ku. Numărul terminalelor pentru mobile (aeronave, nave şi autocamioane) va fi de 20.000 în banda L.

Programul Russia, evaluat la 1,5 miliarde dolari, s‑a prevăzut să fie subvenţionat de stat în proporţie de 30%, restul asigurându-se prin credite comerciale. Creditele de stat figurează în bugetul Agenţiei Spaţiale Ruse, respectiv pe perioadele 1992-1995 şi 1996-2000, cu acoperirea integrală a cheltuielilor pentru toate tipurile de sateliţi menţionate.

Comisia Sovietului Suprem pentru Transporturi, Telecomunicaţii, Informatică şi Spaţiu examina în anul 1993 două proiecte de legi pentru privatizarea întreprinderilor din domeniul telecomunicaţiilor spaţiale. Se consideră că va fi stimulat astfel traficul de telecomunicaţii spaţiale, pentru a ajunge de la 5-6% la 20% prin aplicarea sistemelor de noi sateliţi, în principal de tip geostaţionar.

Prin reconversiune, sateliţii utilitari geostaţionari de comunicaţii Raduga au devenit de asemenea accesibili traficului comercial. În aceeaşi oportunitate, repetitori deveniţi disponibili pe sateliţi militari (circa 2/3) sunt folosiţi de companii publice ruse, străine şi de cooperare, printre care compania ruso-italiană Astelit (creată cu Telespazio) sau Sattelite Communication Engineering Ltd. (pentru proiectul „CanSatCom“ al asociaţiei ruso‑canadiene) care cu cinci sateliţi Express M va asigura după 1996 o reţea de telefonie, telegrafie şi transmisii de date, pe 4-6 şi 11-14 GHz, care va acoperi Rusia, Europa şi America de Nord.

Consorţiul rus GIS împreună cu Sofintrade şi asociaţia bancară Bankin a propus în anul 1993 un sistem de sateliţi pentru schimb de informaţii bancare, constând din trei sateliţi geostaţionari Bankin, de 2,5 t, lansabili cu rachete Proton, primul în iunie 1994, iar următorii până în iunie 1995.

La finele anului 1992 s‑a trecut în Rusia la realizarea sistemului Globis, cu trei sateliţi geostaţionari şi opt sateliţi pe orbite de tipul Molnia (semisincrone). Fiecare satelit are masa de 19 t şi asigură legături pe staţii mici, operând în benzile L, C şi Ku.

În colaborare cu o companie din Filipine, Rusia a început în anul 1993 constituirea sistemului de comunicaţii cu trei sateliţi geostaţionari Galaxi, lansabili cu rachete Proton în perioada 1994-1995. Doi dintre sateliţi au câte 16 repetitori Ku şi servesc regiunea asiatică, iar al treilea 8 Ku şi 8 C, acesta fiind pentru Filipine.

Pentru constituirea unei reţele bancare s‑a convenit (în 1993) construirea a cinci sateliţi Coupon/Kupon pentru interconectarea băncilor ruse între ele şi cu bănci străine. Proiectul este finanţat de Banca Centrală a Federaţiei Ruse. La construcţia acestor sateliţi se folosesc unele tehnologii de la sateliţii releu militari Geizer. Sateliţi au fiecare câte 16 repetitori şi folosesc fascicule cu spot călător, care, pentru prima oară pe sateliţi comerciali, sunt focusate pe antene fazate în reţea — procedeu de la sateliţii militari. Prima lansare, din februarie 1994, cu o rachetă Proton 3 s-a finalizat prin poziţionarea satelitului pe 55° E. Următoarele lansări, la intervale de 6 luni.

SovCanStar, companie ruso-canadiană, de comunicaţii spaţiale, realizează, începând din anul 1996, un sistem cu cinci sateliţi, trei pentru uz „domestic“, iar doi pentru trafic internaţional. Canada pune la dispoziţie încărcătura utilă (echipament de comunicaţii).

Zerkalo, proiect de sistem spaţial pentru transmisii de date/comunicaţii început a fi realizat în Rusia, pentru Comunitatea Statelor Independente, în anul 1992 şi operaţional din anul 1995. Prezentarea lui aduce utile informaţii în probleme ce se urmăresc prin acest Raport.

Sistemul se bazează pe un satelit releu ce va fi poziţionat pe orbita geostaţionară la 88.1°E. În acord cu cele stabilite de Fixed Satellite Service, în documentul WARC‑ORB‑88 pentru comunicaţii pe staţii de sol, s‑au adoptat benzile de frecvenţe de 11/14 GHz.

Rusia nu va folosi astfel decât una din cele trei poziţii ce i‑au fost atribuite pentru servicii fixe pe 10-13 GHz. Amplasarea permite o mare densitate de putere şi deci legături directe pe staţii mici.

Satelitul operează cu 10 fascicule înguste (1x1°), respectiv cu 8 spoturi fixe şi două spoturi mobile, alimentate prin 10 repetitori cu TOP (Tub cu unde progresive) de 6-15 W şi canale de 36-72 MHz.

Benzile de frecvenţă adoptate pentru fasciculele comutabile fac posibile transmisii digitale şi două programe TV într‑un fascicul sau un duplex TV între fascicule. Lăţimea benzii fiecărui canal de comunicaţii este de 125 MHz.

În sistem se folosesc antene cu diametrul de 1.5-2.5 m. Utilizatorii sunt fie reţele locale de computere, terminale individuale, fie telefonie digitală sau telefax, prin interfeţe standard. Staţiile de sol pot transmite date digitele cu un debit de 64 kbit/s până la 8,448 Mbit/s.

Serviciile pe care le asigură sistemul sunt comparabile cu sistemele cu sateliţi VSAT (Very Small Aperture Terminal). Cu Zerkalo este posibilă transmiterea datelor direct prin satelitul releu fără repetarea acestor semnale via o staţie centrală de sol cum se procedează în cazul VSAT.

Se preconizează creşterea capacităţii sistemului prin scoaterea pe aceeaşi orbită geostaţionară, cu o spaţiere corespunzătoare, a altor doi sateliţi identici.

Comunicaţiile între staţiile de sol şi sateliţi se fac în acord cu un protocol al companiei NOOS Space Technology, integrat în norme protocolate privind reţele de date globale şi locale (NOVELL, TCP/IP, X25 ş.a.). Prin aceasta pot fi conectate aproape toate zonele îndepărtate şi inaccesibile de pe Pământ.

Având masa de 3,1 t, satelitul Zerkalo poate fi scos pe orbita geostaţionară cu o rachetă Proton de suficient combustibil (dimetil hidrazină), pentru ca timp de 5-7 ani, cât este stabilită durata sa de viaţă activă, să‑şi menţină poziţia orbitală. Sistemul său de control cu navigaţie autonomă îi asigură menţinerea cu precizie în poziţia cerută şi ochirea ariilor stabilite de pe Pământ cu fasciculele pe care se transmit datele. Pentru alimentarea cu energie electrică, satelitul (stabilizat după trei axe) a fost prevăzut cu panouri solare cu generatoare performante, precum şi baterii nichel-hidrogen.

În tabelul de mai jos se dau comparativ câteva caracteristici ale sistemului, pentru lucrul pe antene de sol cu diametrul de 2,5 m şi emitori de 10 W care lucrează în mod „acces multistaţii“, cu multiplexare în frecvenţă a canalelor.

Parametru	Satelit
	Zerkalo	Express	Kopernikus	Intelsat
Capacitatea repetiţională în banda de 36 MHz (numărul de canale telefonice simplex) cu debitul de date de 64 kbit/s	400	30	400	60
Numărul maxim de canale Cband = 64 kbit/s al unei staţii	50	1	50	8
Capacitatea totală de repetiţie în benzile de 14/11 GHz (număr de canale)	4600	60	4600	720

Satelitul, cu masa de 3031,6 kg, include 791,25 kg masa repetitorilor. Are 4 antene releu cu diametrul de 1640x1850 mm. Sistemul de alimentare îi asigură 2960 W, iar consumul de putere pe repetitori este de 1400 W.

Sursele ruse nu precizează faptul că sateliţii Zerkalo sunt comparaţi aici cu Eutelsat 1 şi cu Intelsat V, aparţinând unor generaţii cu 10 ani mai tinere, sateliţii respectivi fiind de clasă mijlocie, cu masa şi puterea de două ori mai mici (1,5 t şi 1,3-1,8 kW) decât ale sateliţilor Zerkalo. Durata lor de viaţă, de 5-7 ani, este comparabilă cu aceea a sateliţilor Express, deoarece sateliţii occidentali ai anului 1994 au durata de viaţă de 10-15 ani.

În anul 1994 a fost stabilită finanţarea de către Banca Centrală a Rusiei a proiectului cu trei sateliţi geostaţionari Kupon, un exemplar fiind gata la Uzinele Lavoşkin.

Sateliţii Kupon, de 2,5 t, se lansează cu rachete Proton şi au durata de viaţă de 5-6 ani. Sunt echipaţi cu câte 16 repetitori de 36 sau 54 Mhz în banda Ku (11-14 GHz) cu acces multiplu.

Fiecare repetitor are propria sa pereche de antene emisie-recepţie, cu baleiaj electronic, care permite ajustarea exactă a taliei şi puterii fasciculului îngust (şi mobil) care acoperă zona dorită. Toţi repetitorii sunt interconectaţi, au o lărgime a benzii adaptabilă şi o putere reglabilă pentru patru repetitori. Ajustarea fiecărui spot în densitatea de putere se face între 36 şi 50 dBw, iar în talie între 2° şi 3,5°, astfel încât să poată acoperi între 1500 şi 3000 km.

Sateliţii Kupon au o matrice de autocomutaţie rapidă care permite repartizarea traficului între spoturi acestea fiind orientabile electronic în orice loc din zona de acoperire. Cele opt antene, foarte sensibile, ale fiecărui satelit permit limitarea puterii amplificatorilor staţiilor de sol tip VSAT care pot utiliza parabole de 1,8-2,5 m pentru transmisii vocale cu 16 kbit/s. La acest debit şi cu 200 de abonaţi pe canal, capacitatea unui satelit Kupon este de 1200 de canale în reţea centralizată sau de 480 de canale reţea VSAT.

Global Information System şi-a propus să folosească capacitatea reziduală a sateliţilor Kupon pentru a stabili alte reţele telecom (fax, date, telefon) în interiorul sau în afara Comunităţii Statelor Independente. Cei trei sateliţi vor putea fi poziţionaţi pe 80° W şi 160° E, pentru a acoperi Europa, Africa, Asia, Australia şi America Latină.

Faza B.2.2.

Început