ศูนย์รวมความรู้

กระทรวงเทคโนโลยี
สารสนเทศและการสื่อสาร

รายละเอียดแนวทางการพัฒนากิจการอวกาศ
ของประเทศไทย
 


หน่วยงานในสังกัดกระทรวงไอซีที












<< เชื่อมโยงเว็บไซต์ >>

  หน้าหลัก \ ศูนย์รวมความรู้

    ศูนย์รวมความรู้

โดย สมภพ ภูริวิกรัยพงศ์
คณะวิศวกรรมศาสตร์ มหาวิทยาลัยเทคโนโลยีมหานคร 51 ถนนเชื่อมสัมพันธ์ เขตหนองจอก กรุงเทพ 10530
โทร 02-988-3655, 02-988-3666 โทรสาร 02-988-4040 E-mail: [email protected]


ตอนที่ 1 การมองเห็นดาวเทียมของสถานีภาคพื้นดิน

พื้นที่ครอบคลุมของดาวเทียม
ที่มาของภาพ http://www.nt.tuwien.ac.at/fileadmin/topics/RF_engineering/prj_most/map.jpg


พันธกิจของโครงการอวกาศแต่ละโครงการนั้นจะมีความต้องการวงโคจรที่แตกต่างกัน ดังนั้นการวิเคราะห์พันธกิจของโครงการ (ซึ่งรวมไปถึงวงโคจรและระบบดาวเทียมทั้งหมด) จึงเป็นเรื่องที่สำคัญมากและควรดำเนินการตั้งแต่เริ่มต้นในขณะที่โครงการยังอยู่บนกระดาษ ทั้งนี้ผลจากการวิเคราะห์พันธกิจจะทำให้เราเห็นว่า จากส่วนที่เสมือนเป็นข้อมูลอินพุทของการวิเคราะห์ อาทิ ความต้องการของโครงการโดยเฉพาะข้อกำหนดในการทำงานของเพย์โหลด ไม่ว่าจะเป็นกล้องถ่ายภาพ หรือ อุปกรณ์สื่อสารโทรคมนาคม (payload operation requirements) และข้อจำกัดของระบบดาวเทียม (satellite system constraints) ที่คิดไว้ รวมไปถึงงบประมาณของโครงการ นำไปสู่การสร้างข้อมูลเฉพาะสำหรับพันธกิจนั้นๆ (mission specification) ซึ่งเป็นเอาท์พุทของการวิเคราะห์พันธกิจ

ในขณะที่เราทำการวิเคราะห์พันธกิจนั้น จำเป็นที่จะต้องพิจารณาเลือกค่าพารามิเตอร์วงโคจรสุดท้ายที่ต้องการ (final mission orbit) ให้สอดคล้องกับพันธกิจที่ได้กำหนดไว้ (รวมไปถึงค่าพารามิเตอร์วงโคจรจอดพัก หรือ parking orbit (http://www.space.mict.go.th/knowledge.php?id=satcon1) สำหรับเตรียมการปรับวงโคจรสู่วงโคจรที่ต้องการ)* ซึ่งข้อมูลค่าพารามิเตอร์วงโคจรเหล่านี้จะเชื่อมโยงไปสู่การเลือกฐานยิงจรวดนำส่งที่เหมาะสมและสอดคล้องตามพันธกิจของโครงการมากที่สุด และเชื่อมโยงไปถึงข้อพิจารณาด้านงบประมาณในส่วนของค่าขนส่งดาวเทียมไปยังฐานยิง ค่านำส่งดาวเทียมจากฐานยิงดังกล่าวสู่อวกาศ และรวมไปถึงการเชื่อมโยงไปสู่การพิจารณาระบบขับเคลื่อนและเชื้อเพลิงที่จำเป็นต้องติดตั้งบนดาวเทียมสำหรับกรณีที่ต้องมี การปรับวงโคจรในอวกาศ (http://www.space.mict.go.th/knowledge.php?id=satcon1) จากวงโคจรที่จรวดปล่อยดาวเทียมไว้ในช่วงแรกไปสู่วงโคจรที่ต้องการตามพันธกิจของโครงการ ซึ่งจะเห็นได้ว่าการพิจารณาค่าพารามิเตอร์วงโคจรนั้นมีการเชื่อมโยงไปสู่ส่วนอื่นๆ หลายส่วนที่เกี่ยวข้อง ดังนั้นการวิเคราะห์พันธกิจไว้ล่วงหน้าก่อนดำเนินโครงการจริงจึงเป็นเรื่องที่สำคัญมาก

*หมายเหตุ การนำส่งดาวเทียมไปสู่วงโคจรที่ต้องการนั้น อาจจะไม่สามารถพึ่งพาการนำส่งโดยจรวดอย่างโดยตรงเพียงอย่างเดียว รายละเอียดปรากฏตามบทความด้านล่าง

การนำส่งและปล่อยดาวเทียมสู่อวกาศ ตอนที่ 1 ถึง 4 และ การปรับวงโคจรในอวกาศ ตอนที่ 1 และ 2
http://www.space.mict.go.th/knowledge.php?id=saten

ลักษณะการปรับวงโคจรในอวกาศสำหรับดาวเทียมวงโคจรค้างฟ้า
ที่มาของภาพ http://www.cnes.fr/web/CNES-en/1097-some-classic-orbital-manoeuvres.php


นอกจากค่าพารามิเตอร์วงโคจรจะเชื่อมโยงไปสู่การพิจารณาเลือกฐานปล่อยจรวดนำส่ง และระบบขับเคลื่อน (กรณีปรับวงโคจรในอวกาศ) แล้ว ค่าพารามิเตอร์วงโคจรยังเชื่อมโยงไปสู่ระบบดาวเทียมอื่นๆ อาทิ ระบบควบคุมการทรงตัวของดาวเทียม ทั้งนี้วิศวกรสามารถนำข้อมูลคุณลักษณะของวงโคจรมาคำนวณหาแรงรบกวนในวงโคจรที่จะมีผลต่อการทรงตัวของดาวเทียมที่ได้กำหนดไว้ ซึ่งข้อมูลดังกล่าวจะนำไปสู่การเลือกอุปกรณ์ตัวตรวจวัดและตัวกระตุ้นการทรงตัวที่เหมาะสมให้กับดาวเทียมที่ได้ออกแบบไว้

จากที่กล่าวมาข้างต้น จะเห็นได้ว่าการวิเคราะห์พันธกิจไม่เพียงแต่จะเกี่ยวข้องกับกลศาสตร์ทางด้านวงโคจรเท่านั้น แต่จะเกี่ยวข้องกับการออกแบบและการกำกับดูแลการปฏิบัติงาน อาทิ การเลือกจรวดนำส่ง การมองเห็นของสถานีภาคพื้นดิน (ground station visibility) พื้นที่ครอบคลุมบนภาคพื้นดิน (ground coverage) ช่วงระยะเวลาในเงามืด (eclipse duration) ที่มีผลต่อการออกแบบระบบควบคุมอุณหภูมิดาวเทียมและระบบไฟฟ้า และอายุใช้งานของโครงการ

การมองเห็นของสถานีภาคพื้นดิน
ที่มาของภาพ http://www.nacls.com/html/argos/manual/images/schema_p130_uk.jpg


ผู้อ่านหลายท่านอาจจะทราบอยู่แล้วว่าดาวเทียมสามารถมองเห็นได้ทุกจุดบนพื้นผิวโลกภายในวงกลมที่มีจุดศูนย์กลางเป็นตำแหน่งของดาวเทียมที่ฉายลงมาบนพื้นโลก ทั้งนี้เส้นผ่านศูนย์กลางของวงกลมดังกล่าวจะเพิ่มขึ้นตามระดับความสูงของวงโคจรดาวเทียม ดังปรากฏตามตาราง อย่างไรก็ตาม สัญญาณที่แพร่ออกมาโดยดาวเทียมในแนวเส้นขอบฟ้านั้น ถูกพิจารณาว่าถูกลดทอนโดยชั้นบรรยากาศ ดังนั้น ในทางปฏิบัติ พื้นที่ครอบคลุมบนผิวโลกนั้นจะถูกจำกัดภายในพื้นที่ที่มุมเงยของดาวเทียมเมื่อเทียบกับเส้นขอบฟ้ามีค่ามากกว่า 5 องศา ดังแสดงในรูปที่ 1

รูปที่ 1 กายภาพของดาวเทียม (S) ที่เคลื่อนผ่านสถานีภาคพื้นดิน (G)
ที่มาของภาพ John Stark, Peter Fortescue, and Graham Swinerd, Spacecraft Systems Engineering
(Aerospace Series), 4 edition, John Wiley, 2011


รูปที่ 1 แสดงกายภาพของดาวเทียม ณ ตำแหน่ง S ในวงโคจรวงกลมที่ระดับสูง h กิโลเมตร เคลื่อนผ่านเหนือสถานีภาคพื้นดิน (G) โดยมีมุมเงย (ε ) อ้างอิงกับเส้นขอบฟ้า ประมาณ 5 ถึง 10 องศา ดังนั้นมุมเงยเมื่อเทียบกับจุดศูนย์กลางโลกไปยังดาวเทียม (Φ ) สามารถคำนวณได้ตามสมการคณิตศาสตร์พื้นฐาน


โดยที่ RE เป็นระยะรัศมีของโลกจากจุดศูนย์กลางโลก (มายังสถานีภาคพื้นดิน) 6,371 กิโลเมตร

ระยะระหว่างสถานีภาคพื้นดินและดาวเทียม (s ) สามารถคำนวณได้ตามสมการ


ภาพแสดงมุมเงย (elevation angle) และมุมกวาดอซิมุส (azimuth angle) ของสายอากาศ
ที่มาของภาพ http://nhkworldpremium.com/img/equip_antenna_e.gif


จากสมการข้างต้นสองสมการ ความสัมพันธ์ระหว่างระดับความสูงวงโคจรของดาวเทียมม (h ) มุมเงยเมื่อเทียบกับจุดศูนย์กลางโลก (Φ ) และ ระยะระหว่างสถานีภาคพื้นดินและดาวเทียม (s ) แสดงดังตาราง

ความสูง h
(กิโลเมตร)
มุมเงยเมื่อเทียบกับจุดศูนย์กลางโลก Φ (องศา)
ระยะระหว่างสถานีภาคพื้นดินและดาวเทียม s (กิโลเมตร)
ε = 0
ε = 5
ε = 10
ε = 0
ε = 5
ε = 10
100
10.08
6.24
4.16
1 134
707
477
500
21.98
17.52
14.05
2 574
2 078
1 696
1000
30.18
25.55
21.64
3 709
3 194
2 763
5000
55.91
51.05
46.49
9 423
8 882
8 379
35 786
(วงโคจรค้างฟ้า)
81.30
76.33
71.43
41 679
41 126
40 585

พารามิเตอร์ต่อมา ที่เราอยากทราบคือ ระยะเวลาที่ดาวเทียมเคลื่อนผ่านเหนือสถานีภาคพื้นดิน () ซึ่งสามารถคำนวณได้จาก



โดยที่ ωES เป็นความเร็วเชิงมุมของดาวเทียมเมื่ออ้างอิงกับโลก ทั้งนี้ ωES อาจจะคำนวณได้จากอัตราการหมุนเชิงมุมของโลก ωE (7.3 x 10-5 rad/s) และอัตราความเร็วเชิงมุมของดาวเทียมω ตามสมการ



โดยที่ i เป็นมุมของระนาบวงโคจร (http://www.space.mict.go.th/knowledge.php?id=orbitale2)

สำหรับดาวเทียมวงโคจรต่ำใกล้โลก (Low Earth Orbit : LEO) ความผิดพลาดที่เกิดขึ้นเนื่องจากการใช้ ω แทนที่จะเป็น ωES ในสมการการหาค่าระยะเวลาที่ดาวเทียมเคลื่อนผ่านเหนือสถานีภาคพื้นดิน () อย่างไรก็ตามค่าความผิดพลาดดังกล่าวมีค่าประมาณ 5 ถึง 10 เปอร์เซ็นต์ ซึ่งบางพันธกิจอวกาศอาจจะยอมรับได้ ทั้งนี้ขึ้นอยู่กับเงื่อนไขและความต้องการของแต่ละพันธกิจนั้นๆ

สำหรับวงโคจรวงกลม อัตราความเร็วเชิงมุมของดาวเทียมω ในหน่วยของเรเดียนต่อวินาที (rad/sec) นั้น หาค่าได้จาก



ตัวอย่าง ดาวเทียมดวงหนึ่งโคจรเป็นวงกลม และมุมระนาบวงโคจรศูนย์องศา (โคจรในแนวเส้นศูนย์สูตร) ในระดับความสูง 500 กิโลเมตรจากพื้นโลก โคจรผ่านสถานีภาคพื้นดิน โดยรอบแรก สายอากาศมีมุมเงย 5 องศา อ้างอิงกับเส้นขอบฟ้า และรอบถัดไป สายอากาศมีมุมเงย 10 องศา อ้างอิงกับเส้นขอบฟ้า

กรณีมุมเงย 5 องศา อ้างอิงกับเส้นขอบฟ้า

มุมเงยเมื่อเทียบกับจุดศูนย์กลางโลกไปยังดาวเทียม (Φ ) = 17.52 องศา หรือเท่ากับ 0.3059 เรเดียน

อัตราความเร็วเชิงมุมของดาวเทียม ω ณ ระดับความสูง 500 กิโลเมตรจากพื้นโลก

ω = = 110.7897 x 10-5 เรเดียนต่อวินาที

ความเร็วเชิงมุมของดาวเทียมเมื่ออ้างอิงกับโลก ωES มีค่า



ดังนั้น ระยะเวลาที่ดาวเทียมเคลื่อนผ่านเหนือสถานีภาคพื้นดิน () มีค่า



สายอากาศติดตามสัญญาณดาวเทียม ณ มุมเงยต่ำๆ เกือบจะเป็นไปในแนวเดียวกันกับเส้นขอบฟ้า
ที่มาของภาพ http://photos.wikimapia.org/p/00/03/18/58/65_full.png


กรณีมุมเงย 10 องศา อ้างอิงกับเส้นขอบฟ้า

มุมเงยเมื่อเทียบกับจุดศูนย์กลางโลกไปยังดาวเทียม (Φ ) = 14.05 องศา หรือเท่ากับ 0.2453 เรเดียน

ดังนั้น ระยะเวลาที่ดาวเทียมเคลื่อนผ่านเหนือสถานีภาคพื้นดิน () มีค่า



ข้อสังเกต ในกรณีนี้ (i=0 วงโคจรรอบเส้นศูนย์สูตร) ω และ ωES มีค่าแตกต่างกัน 7.3 เรเดียนต่อวินาที หรือประมาณ 6.59 เปอร์เซ็น จากที่กล่าวในข้างต้นแล้วว่า ในกรณีที่ใช้ค่า ω แทนที่จะเป็น ωES การหาค่าระยะเวลาที่ดาวเทียมเคลื่อนผ่านสถานีภาคพื้นดินจะมีความผิดพลาดประมาณ 6.59 เปอร์เซนต์ อย่างไรก็ตาม ถ้าระนาบวงโคจรของดาวเทียมมีค่ามุมเอียง (i ) ค่าเวลาที่คำนวณได้ก็จะมีความผิดพลาดเสริมเข้าไปอีก

สำหรับกรณีที่ (i =90 วงโคจรรอบในทิศทางขั้วโลกเหนือ-ใต้) ω และωES มีค่าแตกต่างกันเพียง 0.24 เรเดียนต่อวินาที หรือประมาณ 0.22 เปอร์เซ็นต์ ซึ่งในกรณีนี้ อาจจะแทนค่า ωES ด้วย ω ก็ได้ เนื่องจากมีค่าใกล้เคียงกันมาก

สายอากาศ ณ มุมเงย 90 องศา
ที่มาของภาพ http://xpda.com/junkmail/junk215/376661main_avalanche_antenna_HI.jpg


นอกจากนี้ เมื่อดาวเทียมเคลื่อนที่ผ่านสถานีภาคพื้นดินและมีมุมเงยเพิ่มสูงขึ้น ระยะเวลาการมองเห็นดาวเทียมเพื่อการติดต่อสื่อสารก็จะสั้นลง อย่างไรก็ตาม ถึงแม้ว่า ณ มุมเงยต่ำๆ ระยะเวลาการมองเห็นดาวเทียมอาจจะนานกว่ากรณีมุมเงยสูง แต่การติดต่อสื่อสารอาจจะทำได้ไม่ดี เนื่องจากอาจจะมีสิ่งปลูกสร้าง หรือสภาพแวดล้อมทางธรรมชาติ อาทิ ภูเขา ต้นไม้ บดบังการแพร่สัญญาณสื่อสาร

แหล่งข้อมูลอ้างอิง
    [1] John Stark, Peter Fortescue, and Graham Swinerd, Spacecraft Systems Engineering (Aerospace Series), 4 edition, John Wiley, 2011

แก้ไขล่าสุด 1 พฤษภาคม 2556

กลับไปด้านบน


copyright © 2016 กองโครงสร้างพื้นฐานเทคโนโลยีดิจิทัล สำนักงานคณะกรรมการดิจิทัลเพื่อเศรษฐกิจและสังคมแห่งชาติ กระทรวงดิจิทัลเพื่อเศรษฐกิจและสังคม
ชั้น 7 อาคาร B ศูนย์ราชการเฉลิมพระเกียรติ 80 พรรษา 5 ธันวาคม 2550 ถนนแจ้งวัฒนะ แขวงทุ่งสองห้อง เขตหลักสี่ กรุงเทพฯ 10210
โทรศัพท์ 0-2141-6877 โทรสาร 0-2143-8027 e-mail: [email protected]