Órbita geoestacionaria
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Para una cobertura más amplia de este tema, consulte Órbita geosincrónica .

Dos satélites geoestacionarios en la misma órbita
Una vista de 5 ° × 6 ° de una parte del cinturón geoestacionario, que muestra varios satélites geoestacionarios. Aquellos con una inclinación de 0 ° forman un cinturón diagonal a lo largo de la imagen; algunos objetos con pequeñas inclinaciones hacia el ecuador son visibles por encima de esta línea. Los satélites son precisos, mientras que las estrellas han creado rastros de estrellas debido a la rotación de la Tierra .

Una órbita geoestacionaria , también conocida como órbita ecuatorial geosincrónica [a] ( GEO ), es una órbita geosincrónica circular de 35.786 kilómetros (22.236 millas) de altitud sobre el ecuador de la Tierra (42.164 kilómetros de radio desde el centro de la Tierra) y siguiendo la dirección de la Tierra. rotación .

Un objeto en dicha órbita tiene un período orbital igual al período de rotación de la Tierra, un día sideral , por lo que para los observadores terrestres parece inmóvil, en una posición fija en el cielo. El concepto de órbita geoestacionaria fue popularizado por el escritor de ciencia ficción Arthur C. Clarke en la década de 1940 como una forma de revolucionar las telecomunicaciones, y el primer satélite que se colocó en este tipo de órbita se lanzó en 1963.

Los satélites de comunicaciones a menudo se colocan en una órbita geoestacionaria para que las antenas de satélites terrestres (ubicadas en la Tierra) no tengan que girar para rastrearlas, sino que puedan apuntar permanentemente a la posición en el cielo donde se encuentran los satélites. Los satélites meteorológicos también se colocan en esta órbita para el monitoreo en tiempo real y la recopilación de datos, y los satélites de navegación para proporcionar un punto de calibración conocido y mejorar la precisión del GPS.

Los satélites geoestacionarios se lanzan a través de una órbita temporal y se colocan en una ranura sobre un punto particular de la superficie de la Tierra. La órbita requiere cierto mantenimiento de la estación para mantener su posición, y los satélites retirados modernos se colocan en una órbita cementerio más alta para evitar colisiones.

Historia

Syncom 2, el primer satélite geosincrónico

En 1929, Herman Potočnik describió tanto las órbitas geosincrónicas en general como el caso especial de la órbita geoestacionaria de la Tierra en particular como órbitas útiles para estaciones espaciales . [1] La primera aparición de una órbita geoestacionaria en la literatura popular fue en octubre de 1942, en la primera historia de Venus Equilateral de George O. Smith , [2] pero Smith no entró en detalles. El autor británico de ciencia ficción Arthur C. Clarke popularizó y amplió el concepto en un artículo de 1945 titulado Relés extraterrestres: ¿Pueden las estaciones de cohetes brindar cobertura de radio mundial? , publicado enRevista Wireless World . Clarke reconoció la conexión en su introducción a The Complete Venus Equilateral . [3] [4] La órbita, que Clarke describió por primera vez como útil para satélites de comunicaciones de transmisión y retransmisión, [4] a veces se denomina Órbita de Clarke. [5] De manera similar, la colección de satélites artificiales en esta órbita se conoce como el Cinturón de Clarke. [6]

En terminología técnica, la órbita se conoce como órbita ecuatorial geoestacionaria o geosincrónica, y los términos se usan de manera algo intercambiable. [7]

El primer satélite geoestacionario fue diseñado por Harold Rosen mientras trabajaba en Hughes Aircraft en 1959. Inspirado por el Sputnik 1 , quería utilizar un satélite geoestacionario para globalizar las comunicaciones. Las telecomunicaciones entre EE. UU. Y Europa eran posibles entre 136 personas a la vez y dependían de radios de alta frecuencia y un cable submarino . [8]

La sabiduría convencional en ese momento era que se requeriría demasiada potencia de cohete para colocar un satélite en una órbita geoestacionaria y no sobreviviría lo suficiente para justificar el gasto, [9] por lo que los primeros esfuerzos se dirigieron hacia constelaciones de satélites en baja o media Órbita terrestre. [10] El primero de estos fueron los satélites de globo pasivo Echo en 1960, seguidos por Telstar 1 en 1962. [11] Aunque estos proyectos tenían dificultades con la intensidad de la señal y el seguimiento, que podrían resolverse a través de satélites geoestacionarios, el concepto se consideró como poco práctico, por lo que Hughes a menudo retuvo fondos y apoyo. [10] [8]

En 1961, Rosen y su equipo habían producido un prototipo cilíndrico con un diámetro de 76 centímetros (30 pulgadas), una altura de 38 centímetros (15 pulgadas), un peso de 11,3 kilogramos (25 libras), liviano y lo suficientemente pequeño como para ser colocado en órbita. Se estabilizó el giro con una antena dipolo produciendo una forma de onda en forma de panqueque. [12] En agosto de 1961, fueron contratados para comenzar a construir el satélite real. [8] Perdieron Syncom 1 debido a una falla electrónica, pero Syncom 2 se colocó con éxito en una órbita geosincrónica en 1963. Aunque su órbita inclinada todavía requería antenas móviles, pudo retransmitir transmisiones de televisión y permitió que el presidente de los Estados Unidos, John F. Kennedypara telefonear al primer ministro nigeriano Abubakar Tafawa Balewa desde un barco el 23 de agosto de 1963. [10] [13]

El primer satélite colocado en una órbita geoestacionaria fue Syncom 3 , que fue lanzado por un cohete Delta D en 1964. [14] Con su mayor ancho de banda, este satélite pudo transmitir cobertura en vivo de los Juegos Olímpicos de Verano desde Japón a América. Las órbitas geoestacionarias han sido de uso común desde entonces, en particular para la televisión por satélite. [10]

Hoy en día existen cientos de satélites geoestacionarios que proporcionan teledetección y comunicaciones. [8] [15]

Aunque la mayoría de las localidades terrestres pobladas del planeta ahora cuentan con instalaciones de comunicaciones terrestres ( microondas , fibra óptica ), con acceso telefónico que cubre el 96% de la población y acceso a Internet el 90%, [16] algunas áreas rurales y remotas de los países desarrollados aún dependen sobre comunicaciones por satélite. [17] [18]

Usos

Ver también: satélite geosincrónico

La mayoría de los satélites de comunicaciones comerciales , satélites de transmisión y satélites SBAS operan en órbitas geoestacionarias. [19] [20] [21]

Comunicaciones

Los satélites de comunicación geoestacionarios son útiles porque son visibles desde una gran área de la superficie terrestre, extendiéndose 81 ° tanto en latitud como en longitud. [22] Aparecen estacionarios en el cielo, lo que elimina la necesidad de que las estaciones terrestres tengan antenas móviles. Esto significa que los observadores terrestres pueden erigir antenas pequeñas, económicas y estacionarias que siempre están dirigidas al satélite deseado. [23] : 537 Sin embargo, la latencia se vuelve significativa ya que se necesitan unos 240 ms para que una señal pase de un transmisor terrestre en el ecuador al satélite y viceversa. [23] : 538 Este retraso presenta problemas para las aplicaciones sensibles a la latencia, como la comunicación por voz,[24] por lo que los satélites de comunicaciones geoestacionarios se utilizan principalmente para entretenimiento unidireccional y aplicaciones donde no se dispone de alternativas de baja latencia. [25]

Los satélites geoestacionarios están directamente en el ecuador y aparecen más abajo en el cielo para un observador más cercano a los polos. A medida que aumenta la latitud del observador, la comunicación se vuelve más difícil debido a factores como la refracción atmosférica , la emisión térmica de la Tierra, las obstrucciones en la línea de visión y los reflejos de señales desde el suelo o estructuras cercanas. En latitudes superiores a unos 81 °, los satélites geoestacionarios se encuentran por debajo del horizonte y no se pueden ver en absoluto. [22] Debido a esto, algunos satélites de comunicación rusos han utilizado órbitas elípticas Molniya y Tundra , que tienen una excelente visibilidad en latitudes altas. [26]

Meteorología

Véase también: Satélite meteorológico

Se utiliza una red mundial de satélites meteorológicos geoestacionarios operativos para proporcionar imágenes visibles e infrarrojas de la superficie y la atmósfera de la Tierra para la observación meteorológica, la oceanografía y el seguimiento atmosférico. A partir de 2019, hay 19 satélites en funcionamiento o en espera. [27] Estos sistemas de satélite incluyen:

  • la serie GOES de los Estados Unidos , gestionada por la NOAA [28]
  • la serie Meteosat , lanzada por la Agencia Espacial Europea y gestionada por la Organización Europea de Satélites Meteorológicos, EUMETSAT [29]
  • los satélites multimisión COMS-1 y [30] GK-2A de la República de Corea . [31]
  • los satélites rusos Elektro-L
  • la serie japonesa Himawari [32]
  • Serie Fengyun chino [33]
  • Serie INSAT de la India [34]

Estos satélites suelen capturar imágenes en el espectro visual e infrarrojo con una resolución espacial de entre 0,5 y 4 kilómetros cuadrados. [35] La cobertura es típicamente de 70 °, [35] y en algunos casos menos. [36]

Se han utilizado imágenes de satélites geoestacionarios para rastrear cenizas volcánicas , [37] medir la temperatura de la cima de las nubes y el vapor de agua, oceanografía , [38] medir la temperatura de la tierra y la cobertura de la vegetación, [39] [40] facilitar la predicción de la trayectoria de los ciclones , [34] y proporcionar Cobertura de la nube en tiempo real y otros datos de seguimiento. [41] Alguna información se ha incorporado a los modelos de predicción meteorológica , pero debido a su amplio campo de visión, monitoreo a tiempo completo y menor resolución, las imágenes de satélites meteorológicos geoestacionarios se utilizan principalmente para pronósticos a corto plazo y en tiempo real. [42][40]

Navegación

Más información: aumento GNSS
Áreas de servicio de los sistemas de aumentación basados ​​en satélites (SBAS). [20]

Los satélites geoestacionarios se pueden utilizar para aumentar los sistemas GNSS mediante la retransmisión de correcciones de errores de reloj , efemérides y ionosféricos (calculados a partir de estaciones terrestres de una posición conocida) y proporcionando una señal de referencia adicional. [43] Esto mejora la precisión de la posición de aproximadamente 5 ma 1 mo menos. [44]

Los sistemas de navegación pasados ​​y actuales que utilizan satélites geoestacionarios incluyen:

  • El sistema de aumento de área amplia (WAAS), operado por la Administración Federal de Aviación de los Estados Unidos (FAA);
  • El Servicio Europeo de Navegación por Complemento Geoestacionario (EGNOS), operado por la ESSP (en nombre de la UE 's GSA );
  • El sistema multi-funcional de satélite de aumento (MSAS), operado por Japón 's Ministerio de Tierra, Infraestructura y Transporte de Japón Oficina de Aviación Civil (JCAB);
  • El sistema de navegación geoaumentada asistida por GPS (GAGAN) operado por la India . [45] [46]
  • El sistema de navegación comercial StarFire , operado por John Deere y C-Nav Positioning Solutions ( Oceaneering );
  • El sistema comercial Starfix DGPS y el sistema OmniSTAR , operado por Fugro . [47]

Implementación

Lanzamiento

Ver también: órbita de transferencia geoestacionaria
Un ejemplo de una transición de GTO temporal a GSO. EchoStar XVII · Tierra .
      

Los satélites geoestacionarios se lanzan hacia el este en una órbita prograda que coincide con la velocidad de rotación del ecuador. La inclinación más pequeña en la que se puede lanzar un satélite es la de la latitud del lugar de lanzamiento, por lo que lanzar el satélite desde cerca del ecuador limita la cantidad de cambio de inclinación necesario más adelante. [48] Además, el lanzamiento desde cerca del ecuador permite que la velocidad de rotación de la Tierra dé un impulso al satélite. Un sitio de lanzamiento debe tener agua o desiertos al este, para que los cohetes fallidos no caigan sobre un área poblada. [49]

La mayoría de los vehículos de lanzamiento colocan satélites geoestacionarios directamente en una órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), una órbita elíptica con un apogeo a la altura GEO y un perigeo bajo . La propulsión por satélite a bordo se utiliza para elevar el perigeo, circularizar y alcanzar GEO. [48] [50]

Asignación de órbitas

Ver también: Declaración de Bogotá

Todos los satélites en órbita geoestacionaria deben ocupar un solo anillo sobre el ecuador . El requisito de espaciar estos satélites para evitar interferencias de radiofrecuencia perjudiciales durante las operaciones, significa que hay un número limitado de ranuras orbitales disponibles y, por lo tanto, solo un número limitado de satélites puede funcionar en órbita geoestacionaria. Esto ha provocado conflictos entre diferentes países que desean acceder a las mismas ranuras orbitales (países cerca de la misma longitud pero diferentes latitudes ) y frecuencias de radio . Estas controversias se resuelven a través del mecanismo de atribución de la Unión Internacional de Telecomunicaciones en virtud del Reglamento de Radiocomunicaciones . [51] [52]En la Declaración de Bogotá de 1976 , ocho países ubicados en el ecuador de la Tierra reclamaron soberanía sobre las órbitas geoestacionarias sobre su territorio, pero los reclamos no obtuvieron reconocimiento internacional. [53]

Propuesta de estatita

Una estatita es un satélite hipotético que utiliza la presión de la radiación del sol contra una vela solar para modificar su órbita.

Mantendría su ubicación sobre el lado oscuro de la Tierra a una latitud de aproximadamente 30 grados. Una estatita es estacionaria en relación con el sistema de la Tierra y el Sol en lugar de en comparación con la superficie de la Tierra, y podría aliviar la congestión en el anillo geoestacionario. [54] [55]

Satélites retirados

Los satélites geoestacionarios requieren cierto mantenimiento de la estación para mantener su posición, y una vez que se quedan sin combustible del propulsor, generalmente se retiran. Los transpondedores y otros sistemas a bordo a menudo sobreviven al combustible del propulsor y al permitir que el satélite se mueva naturalmente a una órbita geosincrónica inclinada, algunos satélites pueden permanecer en uso [56] o ser elevados a una órbita cementerio . Este proceso se está regulando cada vez más y los satélites deben tener un 90% de posibilidades de moverse más de 200 km por encima del cinturón geoestacionario al final de su vida útil. [57]

Basura espacial

Artículo principal: Desechos espaciales § Caracterización
Una imagen generada por computadora de desechos espaciales. Se muestran dos campos de escombros: alrededor del espacio geoestacionario y la órbita terrestre baja.

Los desechos espaciales en órbitas geoestacionarias suelen tener una velocidad de colisión más baja que en LEO, ya que todos los satélites GEO orbitan en el mismo plano, altitud y velocidad; sin embargo, la presencia de satélites en órbitas excéntricas permite colisiones de hasta 4 km / s. Aunque una colisión es comparativamente poco probable, los satélites GEO tienen una capacidad limitada para evitar los escombros. [58]

Los escombros de menos de 10 cm de diámetro no pueden verse desde la Tierra, lo que dificulta evaluar su prevalencia. [59]

A pesar de los esfuerzos por reducir el riesgo, se han producido colisiones de naves espaciales. El satélite de telecomunicaciones Olympus-1 de la Agencia Espacial Europea fue alcanzado por un meteoroide el 11 de agosto de 1993 y finalmente se trasladó a una órbita cementerio , [60] y en 2006 el satélite de comunicaciones Russian Express-AM11 fue golpeado por un objeto desconocido y quedó inoperable. [61] aunque sus ingenieros tuvieron suficiente tiempo de contacto con el satélite para enviarlo a una órbita cementerio. En 2017, tanto AMC-9 como Telkom-1 se separaron por una causa desconocida. [62] [59] [63]

Propiedades

Una órbita geoestacionaria típica tiene las siguientes propiedades:

  • Inclinación: 0 °
  • Duración: 1436 minutos (un día sidéreo ) [23] : 121
  • Excentricidad: 0
  • Argumento del perigeo: indefinido
  • Semieje mayor : 42.164 km

Inclinación

Una inclinación de cero asegura que la órbita permanezca sobre el ecuador en todo momento, haciéndola estacionaria con respecto a la latitud desde el punto de vista de un observador terrestre (y en el marco de referencia ECEF ). [23] : 122

Período

El período orbital es exactamente igual a un día sidéreo. Esto significa que el satélite volverá al mismo punto sobre la superficie de la Tierra todos los días (sidéreos), independientemente de otras propiedades orbitales. Para una órbita geoestacionaria en particular, asegura que tenga la misma longitud a lo largo del tiempo. [23] : 121 Este período orbital, T, está directamente relacionado con el semieje mayor de la órbita a través de la fórmula:

donde:

a es la longitud del semieje mayor de la órbita
es el parámetro gravitacional estándar del cuerpo central [23] : 137

Excentricidad

La excentricidad es cero, lo que produce una órbita circular . Esto asegura que el satélite no se acerque ni se aleje más de la Tierra, lo que haría que se rastreara hacia adelante y hacia atrás a través del cielo. [23] : 122

Estabilidad orbital

Una órbita geoestacionaria solo se puede lograr a una altitud muy cercana a los 35.786 kilómetros (22.236 millas) y directamente sobre el ecuador. Esto equivale a una velocidad orbital de 3,07 kilómetros por segundo (1,91 millas por segundo) y un período orbital de 1436 minutos, un día sidéreo . Esto asegura que el satélite coincidirá con el período de rotación de la Tierra y tiene una huella estacionaria en el suelo. Todos los satélites geoestacionarios deben estar ubicados en este anillo.

Una combinación de gravedad lunar , gravedad solar y el aplanamiento de la Tierra en sus polos provoca un movimiento de precesión del plano orbital de cualquier objeto geoestacionario, con un período orbital de aproximadamente 53 años y un gradiente de inclinación inicial de aproximadamente 0,85 ° por año. , logrando una inclinación máxima de 15 ° a los 26,5 años. [64] [23] : 156 Para corregir esta perturbación , son necesarias maniobras regulares de mantenimiento de la estación orbital , que ascienden a un delta-v de aproximadamente 50 m / s por año. [sesenta y cinco]

Un segundo efecto a tener en cuenta es la deriva longitudinal, provocada por la asimetría de la Tierra: el ecuador es ligeramente elíptico. [23] : 156 Hay dos puntos de equilibrio estable (a 75,3 ° E y 108 ° W) y dos puntos inestables correspondientes (a 165,3 ° E y 14,7 ° W). Cualquier objeto geoestacionario colocado entre los puntos de equilibrio sería (sin ninguna acción) acelerado lentamente hacia la posición de equilibrio estable, provocando una variación de longitud periódica. [64] La corrección de este efecto requiere maniobras de mantenimiento de posición con un delta-v máximo de aproximadamente 2 m / s por año, dependiendo de la longitud deseada. [sesenta y cinco]

El viento solar y la presión de la radiación también ejercen pequeñas fuerzas sobre los satélites: con el tiempo, estos hacen que se alejen lentamente de sus órbitas prescritas. [66]

En ausencia de misiones de servicio desde la Tierra o de un método de propulsión renovable, el consumo de propulsor propulsor para mantenimiento en posición limita la vida útil del satélite. Los propulsores de efecto Hall , que se utilizan actualmente, tienen el potencial de prolongar la vida útil de un satélite al proporcionar propulsión eléctrica de alta eficiencia . [sesenta y cinco]

Derivación de la altitud geoestacionaria

Comparación de la órbita terrestre geoestacionaria con las órbitas del sistema de navegación por satélite GPS , GLONASS , Galileo y Compass (órbita terrestre media) con las órbitas de la Estación Espacial Internacional , el Telescopio Espacial Hubble y las constelaciones de Iridium , y el tamaño nominal de la Tierra . [b] La Luna órbita 's es de alrededor de 9 veces más grandes (en radio y longitud) que órbita geoestacionaria. [C]

Para órbitas circulares alrededor de un cuerpo, la fuerza centrípeta requerida para mantener la órbita (F c ) es igual a la fuerza gravitacional que actúa sobre el satélite (F g ): [67]

De Isaac Newton 's la ley de la gravitación universal ,

,

donde F g es la fuerza gravitacional que actúa entre dos objetos, M E es la masa de la Tierra, 5.9736 × 10 24 kg , m s es la masa del satélite, r es la distancia entre los centros de sus masas y G es la constante gravitacional , (6.67428 ± 0.00067) × 10 −11 m 3 kg −1 s −2 . [67]

La magnitud de la aceleración (a) de un cuerpo que se mueve en un círculo viene dada por:

donde v es la magnitud de la velocidad (es decir, la rapidez) del satélite. De la Segunda ley del movimiento de Newton , la fuerza centrípeta F c viene dada por:

. [67]

Como F c = F g ,

,

así que eso

Reemplazar v con la ecuación de la velocidad de un objeto que se mueve alrededor de un círculo produce:

donde T es el período orbital (es decir, un día sidéreo), y es igual a86 164 0,090 54  s . [68] Esto da una ecuación para r : [69]

El producto GM E se conoce con mucha mayor precisión que cualquier factor por sí solo; se conoce como la constante gravitacional geocéntrica μ = 398,600.4418 ± 0,0008 km 3 s −2 . Por eso

El radio orbital resultante es de 42,164 kilómetros (26,199 millas). Restando el radio ecuatorial de la Tierra , 6.378 kilómetros (3.963 millas), se obtiene una altitud de 35.786 kilómetros (22.236 millas). [70]

La velocidad orbital se calcula multiplicando la velocidad angular por el radio orbital:

Marte

Por el mismo método, podemos determinar la altitud orbital para cualquier par de cuerpos similares, incluida la órbita areestacionaria de un objeto en relación con Marte , si se supone que es esférico (que no lo es). [71] La constante gravitacional GM ( μ ) para Marte tiene el valor de 42.830 km 3 s −2 , su radio ecuatorial es 3389.50 km y el período de rotación conocido ( T ) del planeta es 1.02595676 días terrestres (88.642.66 segundos). Usando estos valores, la altitud orbital de Marte es igual a 17.039 km. [72]

Ver también

  • Lista de órbitas
  • Lista de satélites en órbita geosincrónica
  • Mantenimiento de la estación orbital
  • Elevador espacial , que finalmente alcanza una órbita geoestacionaria

Notas explicatorias

  1. ↑ La órbita geoestacionaria y la órbita geosincrónica (ecuatorial) se usan de manera algo intercambiable en las fuentes.
  2. ^ Los períodos y velocidades orbitales se calculan usando las relaciones 4π 2 R 3  =  T 2 GM y V 2 R  =  GM , donde R = radio de órbita en metros, T = período orbital en segundos, V = velocidad orbital en m / s, G = constante gravitacional ≈ 6.673 × 10 - 11  Nm 2 / kg 2 , M = masa de la Tierra ≈ 5.98 × 10 24  kg.
  3. ^ La órbita de la Luna no es perfectamente circular, y está aproximadamente 8,6 veces más lejos de la Tierra que el anillo geoestacionario cuando la Luna está en perigeo (363 104 km ÷ 42 164 km) y 9,6 veces más lejos cuando la Luna está en apogeo ( 405.696 km ÷ 42.164 km).

Referencias

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enlaces externos

  • Cómo llevar un satélite a la órbita geoestacionaria
  • Mecánica orbital (tecnología espacial y de cohetes)
  • Lista de satélites en órbita geoestacionaria
  • Calculadora de instantáneas de cinturón Clarke
  • Seguimiento satelital en tiempo real 3D
  • Descripción general de la órbita de los satélites geoestacionarios
  • Animación diaria de la Tierra, realizada por el satélite geoestacionario 'Electro L' Fotos El satélite toma 48 imágenes del planeta todos los días.
  • Mecánica orbital para estudiantes de ingeniería
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