Órbita geoestacionaria
Órbita circular sobre el ecuador de la Tierra y siguiendo la dirección de rotación de la Tierra.

Dos satélites geoestacionarios en la misma órbita
Vista de 5° × 6° de una parte del cinturón geoestacionario, que muestra varios satélites geoestacionarios. Los que tienen una inclinación de 0° forman un cinturón diagonal a lo largo de la imagen; por encima de esta línea se pueden ver algunos objetos con pequeñas inclinaciones respecto del ecuador . Los satélites son puntuales, mientras que las estrellas han creado estelas 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 km (22.236 mi) de altitud sobre el ecuador de la Tierra , 42.164 km (26.199 mi) de radio desde el centro de la Tierra y que sigue la dirección de rotación de la Tierra .

Un objeto en una órbita de este tipo 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 suelen colocarse en una órbita geoestacionaria para que las antenas terrestres no tengan que girar para seguirlos, sino que puedan apuntar de forma permanente a la posición en el cielo donde se encuentran los satélites. Los satélites meteorológicos también se colocan en esta órbita para realizar un seguimiento y recopilar datos en tiempo real, 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 para mantener su posición, y los satélites modernos retirados se colocan en una órbita cementerio más alta para evitar colisiones.

Historia

Syncom 2, el primer satélite geoestacionario

En 1929, Herman Potočnik describió tanto las órbitas geoestacionarias en general como el caso especial de la órbita terrestre geoestacionaria 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 Equilátera de George O. Smith , [2] pero Smith no entró en detalles. El autor de ciencia ficción británico Arthur C. Clarke popularizó y amplió el concepto en un artículo de 1945 titulado Extra-Terrestrial Relays – Can Rocket Stations Give Worldwide Radio Coverage?, publicado en la revista 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 llama órbita de Clarke. [5] De manera similar, la colección de satélites artificiales en esta órbita se conoce como el Cinturón de Clarke. [6]

En la terminología técnica, la órbita se denomina órbita geoestacionaria o ecuatorial geosincrónica, y ambos términos se utilizan de manera 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 Estados Unidos y Europa eran posibles entonces entre tan solo 136 personas a la vez y dependían de radios de alta frecuencia y un cable submarino . [8]

En ese momento, la opinión generalizada era que se necesitaría demasiada potencia de cohete para colocar un satélite en una órbita geoestacionaria y que no sobreviviría lo suficiente como para justificar el gasto, [9] por lo que los primeros esfuerzos se dirigieron hacia constelaciones de satélites en órbita terrestre baja o media . [10] Los primeros de ellos fueron los satélites pasivos de globo Echo en 1960, seguidos por Telstar 1 en 1962. [11] Aunque estos proyectos tenían dificultades con la intensidad de la señal y el seguimiento, cuestiones que podrían resolverse utilizando órbitas geoestacionarias, el concepto se consideraba poco práctico, por lo que Hughes a menudo retenía 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) y un peso de 11,3 kilogramos (25 libras), lo suficientemente ligero y pequeño como para ser colocado en órbita. Se estabilizó mediante una antena dipolo que producía un haz con 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 geoestacionaria en 1963. Aunque su órbita inclinada aún requería antenas móviles, pudo retransmitir transmisiones de televisión y permitió que el presidente de los Estados Unidos, John F. Kennedy, en Washington DC, telefoneara al primer ministro nigeriano, Abubakar Tafawa Balewa, a bordo del USNS Kingsport, atracado en Lagos el 23 de agosto de 1963. [10] [13]

El primer satélite colocado en órbita geoestacionaria fue el Syncom 3 , que fue lanzado por un cohete Delta D en 1964. [14] Gracias a su mayor ancho de banda, este satélite pudo transmitir en directo la cobertura de los Juegos Olímpicos de verano desde Japón hasta Estados Unidos. Las órbitas geoestacionarias se han utilizado habitualmente 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 zonas pobladas del planeta cuentan hoy con instalaciones de comunicaciones terrestres ( microondas , fibra óptica ), con acceso telefónico que cubre al 96% de la población y acceso a Internet al 90%, [16] algunas zonas rurales y remotas de los países desarrollados todavía dependen de las comunicaciones por satélite. [17] [18]

Usos

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 de la Tierra, que se extiende 81° de latitud y 77° de longitud. [22] Parecen 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, baratas y estacionarias que siempre están dirigidas al satélite deseado. [23] : 537  Sin embargo, la latencia se vuelve significativa ya que toma alrededor de 240 ms para que una señal pase desde un transmisor terrestre en el ecuador hasta el satélite y viceversa. [23] : 538  Este retraso presenta problemas para aplicaciones sensibles a la latencia, como la comunicación de voz, [24] por lo que los satélites de comunicación geoestacionarios se utilizan principalmente para entretenimiento unidireccional y aplicaciones donde no hay alternativas de baja latencia disponibles. [25]

Los satélites geoestacionarios se encuentran directamente sobre el ecuador y aparecen más bajos 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 del suelo o estructuras cercanas. En latitudes superiores a aproximadamente 81°, los satélites geoestacionarios están 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

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. En 2019, hay 19 satélites en funcionamiento o en espera. [27] Estos sistemas satelitales incluyen:

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

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

Áreas de servicio de los sistemas de aumento basados ​​en satélites (SBAS). [20]

Los satélites geoestacionarios se pueden utilizar para ampliar los sistemas GNSS mediante la transmisión de correcciones de reloj , efemérides y errores 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 m a 1 m o menos. [44]

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

Implementación

Lanzamiento

Un ejemplo de 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 mínima a 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 le dé un impulso al satélite. Un lugar de lanzamiento debe tener agua o desiertos al este, de modo que los cohetes que fallen no caigan en una zona poblada. [49]

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

Asignación de órbita

Los satélites en órbita geoestacionaria deben ocupar todos un único anillo por encima del ecuador . El requisito de espaciar estos satélites, para evitar interferencias dañinas de radiofrecuencia durante las operaciones, significa que hay un número limitado de ranuras orbitales disponibles y, por lo tanto, solo un número limitado de satélites pueden operar en órbita geoestacionaria. Esto ha llevado a conflictos entre diferentes países que desean tener acceso a las mismas ranuras orbitales (países cerca de la misma longitud pero diferentes latitudes ) y frecuencias de radio . Estas disputas se abordan a través del mecanismo de asignación 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 las reclamaciones no obtuvieron reconocimiento internacional. [53]

Propuesta de estatuto

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 Tierra-Sol, en lugar de compararse 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 para mantener su posición y, una vez que se les agota el combustible de los propulsores, generalmente se los retira. Los transpondedores y otros sistemas de a bordo suelen durar más que el combustible de los propulsores y, al permitir que el satélite se mueva naturalmente hacia una órbita geoestacionaria inclinada, algunos satélites pueden permanecer en uso [56] o, de lo contrario, ser elevados a una órbita cementerio . Este proceso se está volviendo cada vez más regulado y los satélites deben tener una probabilidad del 90 % de moverse más de 200 km por encima del cinturón geoestacionario al final de su vida útil [57] .

Basura espacial

La Tierra desde el espacio, rodeada de pequeños puntos blancos.
Una imagen generada por computadora de 2005 que muestra la distribución de desechos espaciales principalmente en órbita geocéntrica con dos áreas de concentración: órbita geoestacionaria y órbita terrestre baja.

Los desechos espaciales en órbitas geoestacionarias suelen tener una velocidad de colisión menor que en órbitas terrestres bajas (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 a velocidades de hasta 4 km/s. Aunque una colisión es comparativamente improbable, los satélites GEO tienen una capacidad limitada para evitar cualquier desecho. [58]

A altitud geoestacionaria, los objetos 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 entre naves espaciales. El satélite de telecomunicaciones Olympus-1 de la Agencia Espacial Europea fue alcanzado por un meteorito el 11 de agosto de 1993 y finalmente pasó a una órbita cementerio [60] , y en 2006 el satélite de comunicaciones ruso Express-AM11 fue alcanzado por un objeto desconocido y quedó inoperativo [61] , aunque sus ingenieros tuvieron suficiente tiempo de contacto con el satélite para enviarlo a una órbita cementerio. En 2017, tanto el AMC-9 como el Telkom-1 se separaron por una causa desconocida [62] [59] [63]

Propiedades

Una órbita geoestacionaria típica tiene las siguientes propiedades:

  • Inclinación: 0°
  • Periodo: 1436 minutos (un día sideral ) [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 fijo en la Tierra centrado en la Tierra ). [23] : 122 

Período

El período orbital es igual a exactamente un día sideral. Esto significa que el satélite regresará al mismo punto sobre la superficie de la Tierra cada día (sideral), independientemente de otras propiedades orbitales. Para una órbita geoestacionaria en particular, garantiza que mantenga 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:

yo = 2 π a 3 micras {\displaystyle T=2\pi {\sqrt {a^{3} \sobre \mu }}}

dónde:

Excentricidad

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

Estabilidad

Una órbita geoestacionaria sólo 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 1.436 minutos, un día sideral . Esto garantiza que el satélite coincidirá con el período de rotación de la Tierra y tendrá una huella estacionaria en el suelo. Todos los satélites geoestacionarios deben estar ubicados en este anillo.

Una combinación de la gravedad lunar , la 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 unos 53 años y un gradiente de inclinación inicial de unos 0,85° por año, alcanzando una inclinación máxima de 15° después de 26,5 años. [64] [23] : 156  Para corregir esta perturbación , son necesarias maniobras regulares de mantenimiento de la posición orbital , que ascienden a un delta-v de aproximadamente 50 m/s por año. [65]

Un segundo efecto a tener en cuenta es la deriva longitudinal, causada por la asimetría de la Tierra – el ecuador es ligeramente elíptico ( excentricidad ecuatorial ). [23] : 156  Hay dos puntos de equilibrio estables (a 75,3°E y 108°O) y dos puntos inestables correspondientes (a 165,3°E y 14,7°O). Cualquier objeto geoestacionario colocado entre los puntos de equilibrio sería (sin ninguna acción) acelerado lentamente hacia la posición de equilibrio estable, causando una variación periódica de longitud. [64] La corrección de este efecto requiere maniobras de mantenimiento de la posición con un delta-v máximo de unos 2 m/s por año, dependiendo de la longitud deseada. [65]

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

En ausencia de misiones de mantenimiento desde la Tierra o de un método de propulsión renovable, el consumo de combustible para el mantenimiento de la posición impone una limitación a la vida útil del satélite. Los propulsores de efecto Hall , que se encuentran actualmente en uso, tienen el potencial de prolongar la vida útil de un satélite al proporcionar propulsión eléctrica de alta eficiencia . [65]

Derivación

Comparación de la órbita terrestre geoestacionaria con las órbitas de los sistemas 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 la constelación Iridium , y el tamaño nominal de la Tierra . [b] La órbita de la Luna es alrededor de 9 veces más grande (en radio y longitud) que la órbita geoestacionaria. [c]

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

F do = F gramo {\displaystyle F_{\text{c}}=F_{\text{g}}}

De la ley de gravitación universal de Isaac Newton ,

F gramo = GRAMO METRO mi metro s a 2 {\displaystyle F_{\text{g}}=G{\frac {M_{\text{E}}m_{\text{s}}}{r^{2}}}} ,

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 ,(6,674 28 ± 0,000 67 ) × 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:

a = en 2 a {\displaystyle a={\frac {v^{2}}{r}}}

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

F do = metro s en 2 a {\displaystyle F_{\text{c}}=m_{\text{s}}{\frac {v^{2}}{r}}} . [67]

Como F c = F g ,

metro s en 2 a = GRAMO METRO mi metro s a 2 {\displaystyle m_{\text{s}}{\frac {v^{2}}{r}}=G{\frac {M_{\text{E}}m_{\text{s}}}{r^{2}}}} ,

de modo que

en 2 = GRAMO METRO mi a {\displaystyle v^{2}=G{\frac {M_{\text{E}}}{r}}}

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

( 2 π a yo ) 2 = GRAMO METRO mi a {\displaystyle \left({\frac {2\pi r}{T}}\right)^{2}=G{\frac {M_{\text{E}}}{r}}}

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

a = GRAMO METRO mi yo 2 4 π 2 3 {\displaystyle r={\sqrt[{3}]{\frac {GM_{\text{E}}T^{2}}{4\pi ^{2}}}}}

El producto GM E se conoce con mucha mayor precisión que cada factor por separado; se conoce como la constante gravitacional geocéntrica μ =398 600 .4418 ± 0.0008 km 3 s −2 . Por lo tanto

a = micras yo 2 4 π 2 3 {\displaystyle r={\sqrt[{3}]{\frac {\mu T^{2}}{4\pi ^{2}}}}}

El radio orbital resultante es de 42.164 kilómetros (26.199 millas). Si restamos el radio ecuatorial de la Tierra , 6.378 kilómetros (3.963 millas), obtenemos una altitud de 35.786 kilómetros (22.236 millas). [70]

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

en = ω a ≈ 3074.6   EM {\displaystyle v=\omega r\quad \aproximadamente 3074,6~{\text{m/s}}}

En otros planetas

Por el mismo método, podemos determinar la altitud orbital para cualquier par similar de cuerpos, incluida la órbita areoestacionaria de un objeto en relación con Marte , si se supone que es esférico (lo cual no es del todo). [71] La constante gravitacional GM ( μ ) para Marte tiene el valor de42 830  km 3 s −2 , su radio ecuatorial es3 389 .50 km y el período de rotación conocido ( T ) del planeta es1.025 956 76  días terrestres (88 642 .66 s ). Utilizando estos valores, la altitud orbital de Marte es igual a17 039  kilómetros . [72]

Véase también

Notas explicativas

  1. ^ La órbita geoestacionaria y la órbita geosincrónica (ecuatorial) se utilizan de forma casi indistinta en las fuentes.
  2. ^ Los períodos y velocidades orbitales se calculan utilizando las relaciones 4π 2 R 3  =  T 2 GM y V 2 R  =  GM , donde R es el radio de la órbita en metros; T , el período orbital en segundos; V , la velocidad orbital en m/s; G , la constante gravitacional ≈6,673 × 10 −11  Nm 2 /kg 2 ; M , la masa de la Tierra ≈5,98 × 10 24  kilos .
  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 el perigeo (363 104 km ÷ 42 164 km) y 9,6 veces más lejos cuando la Luna está en el apogeo (405 696 km ÷ 42 164 km).

Referencias

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Dominio público Este artículo incorpora material de dominio público de la Norma Federal 1037C. Administración de Servicios Generales . Archivado desde el original el 22 de enero de 2022. (en apoyo de MIL-STD-188 ).

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