Órbita heliosincrónica

Una órbita heliosincrónica ( SSO ), también llamada órbita heliosincrónica , ^[1] es una órbita casi polar alrededor de un planeta, en la que el satélite pasa sobre cualquier punto dado de la superficie del planeta a la misma hora solar media local . ^{[2] [3]} Más técnicamente, es una órbita dispuesta de manera que precesa a través de una revolución completa cada año, por lo que siempre mantiene la misma relación con el Sol.

Una órbita heliosincrónica es útil para satélites de imágenes , reconocimiento y meteorología , ^[4] porque cada vez que el satélite está en lo alto, el ángulo de iluminación de la superficie del planeta debajo de él es casi el mismo. Esta iluminación constante es una característica útil para los satélites que toman imágenes de la superficie de la Tierra en longitudes de onda visibles o infrarrojas , como los satélites meteorológicos y espías, y para otros satélites de teledetección, como los que llevan instrumentos de teledetección oceánica y atmosférica que requieren luz solar. Por ejemplo, un satélite en órbita heliosincrónica podría ascender a través del ecuador doce veces al día, cada vez aproximadamente a las 15:00 hora local media.

Casos especiales de la órbita heliosincrónica son la órbita mediodía/medianoche , donde el tiempo solar medio local de paso para latitudes ecuatoriales es alrededor del mediodía o medianoche, y la órbita amanecer/anochecer , donde el tiempo solar medio local de paso para latitudes ecuatoriales es alrededor del amanecer o el atardecer, de modo que el satélite se desplaza sobre el terminador entre el día y la noche. El desplazamiento sobre el terminador es útil para los satélites de radar activos, ya que los paneles solares de los satélites siempre pueden ver el Sol, sin ser ensombrecidos por la Tierra. También es útil para algunos satélites con instrumentos pasivos que necesitan limitar la influencia del Sol en las mediciones, ya que es posible apuntar siempre los instrumentos hacia el lado nocturno de la Tierra. La órbita amanecer/anochecer se ha utilizado para satélites científicos de observación solar como TRACE , Hinode y PROBA-2 , proporcionándoles una visión casi continua del Sol.

Una órbita heliosincrónica se logra haciendo que el plano orbital osculador precese (rote) aproximadamente un grado hacia el este cada día con respecto a la esfera celeste para mantener el ritmo del movimiento de la Tierra alrededor del Sol . ^[5] Esta precesión se logra ajustando la inclinación a la altitud de la órbita (ver Detalles técnicos) de modo que la protuberancia ecuatorial de la Tierra , que perturba las órbitas inclinadas, haga que el plano orbital de la nave espacial precese con la velocidad deseada. El plano de la órbita no está fijo en el espacio en relación con las estrellas distantes, sino que gira lentamente alrededor del eje de la Tierra.

Las órbitas heliosincrónicas típicas alrededor de la Tierra tienen una altitud de entre 600 y 800 km (370 y 500 mi), con períodos de entre 96 y 100 minutos e inclinaciones de alrededor de 98°. Esto es ligeramente retrógrado en comparación con la dirección de rotación de la Tierra: 0° representa una órbita ecuatorial y 90° representa una órbita polar. ^[5]

Son posibles órbitas heliosincrónicas alrededor de otros planetas achatados , como Marte . Un satélite que orbita alrededor de un planeta como Venus , que es casi esférico, necesitará un impulso externo para mantener una órbita heliosincrónica.

La precesión angular por órbita de un satélite en órbita terrestre viene dada aproximadamente por

${\displaystyle \Delta \Omega =-3\pi {\frac {J_{2}R_{\text{E}}^{2}}{p^{2}}}\cos i,}$

dónde

J ₂ =1.082 63 × 10 ⁻³ es el coeficiente para el segundo término zonal relacionado con la achatación de la Tierra,

R _E ≈ 6378 km es el radio medio de la Tierra,

p es el semi-lato recto de la órbita,

i es la inclinación de la órbita respecto al ecuador.

Una órbita será heliosincrónica cuando la tasa de precesión ρ = ⁠dΩ​/el o⁠ es igual al movimiento medio de la Tierra alrededor del Sol n _E , que es de 360° por año sideral (1,990 968 71 × 10 ⁻⁷  rad /s ), por lo que debemos establecer n _E = ⁠ ΔΩE​_​/T _Y⁠ = ρ = ⁠ΔΩ​/yo⁠ , donde T _E es el período orbital de la Tierra mientras que T es el período de la nave espacial alrededor de la Tierra.

Como el período orbital de una nave espacial es

${\displaystyle T=2\pi {\sqrt {\frac {a^{3}}{\mu }}},}$

donde a es el semieje mayor de la órbita y μ es el parámetro gravitacional estándar del planeta (398 600 .440 km ³ /s ² para la Tierra); como p ≈ a para una órbita circular o casi circular, se deduce que

${\displaystyle {\begin{aligned}\rho &\approx -{\frac {3J_{2}R_{\text{E}}^{2}{\sqrt {\mu }}\cos i}{2a^{7/2}}}\\&=-(360^{\circ }{\text{ por año}})\times \left({\frac {a}{12\,352{\text{ km}}}}\right)^{-7/2}\cos i\\&=-(360^{\circ }{\text{ por año}})\times \left({\frac {T}{3.795{\text{ h}}}}\right)^{-7/3}\cos i,\end{aligned}}}$

o cuando ρ es 360° por año,

${\displaystyle \cos i\approx -{\frac {2\rho }{3J_{2}R_{\text{E}}^{2}{\sqrt {\mu }}}}a^{7/2}=-\left({\frac {a}{12\,352{\text{ km}}}}\right)^{7/2}=-\left({\frac {T}{3.795{\text{ h}}}}\right)^{7/3}.}$

A modo de ejemplo, con un =7200 km , es decir, para una altitud a − R _E ≈A 800 km de la nave espacial sobre la superficie de la Tierra, esta fórmula da una inclinación sincrónica con el Sol de 98,7°.

Nótese que según esta aproximación cos i es igual a −1 cuando el semieje mayor es igual a12 352  km , lo que significa que solo las órbitas más bajas pueden ser heliosincrónicas. El período puede estar en el rango de 88 minutos para una órbita muy baja ( a =6554 km , i = 96°) a 3,8 horas ( a =12 352  km , pero esta órbita sería ecuatorial, con i = 180°). Un período mayor de 3,8 horas puede ser posible utilizando una órbita excéntrica con p <12 352  km pero un >12.352  kilómetros .​

Si se quiere que un satélite sobrevuele un punto determinado de la Tierra todos los días a la misma hora, el satélite debe completar un número entero de órbitas por día. Suponiendo una órbita circular, esto se reduce a entre 7 y 16 órbitas por día, ya que hacer menos de 7 órbitas requeriría una altitud superior a la máxima para una órbita heliosincrónica, y hacer más de 16 requeriría una órbita dentro de la atmósfera o superficie de la Tierra. Las órbitas válidas resultantes se muestran en la siguiente tabla. (La tabla se ha calculado suponiendo los períodos dados. El período orbital que se debe utilizar es en realidad ligeramente más largo. Por ejemplo, una órbita ecuatorial retrógrada que pasa sobre el mismo punto después de 24 horas tiene un período verdadero de aproximadamente ⁠365/364⁠ ≈ 1,0027 veces más largo que el tiempo entre sobrevuelos. Para órbitas no ecuatoriales el factor es más cercano a 1.)

Órbitas por día	Periodo ( h )		Altitud (km)	Latitud máxima	Inclinación ​
16	1+1/2⁠	= 1:30	274	83,4°	96,6°
15	1+3/5⁠	= 1:36	567	82,3°	97,7°
14	1+5/7⁠	≈ 1:43	894	81.0°	99,0°
13	1+11/13⁠	≈ 1:51	1262	79,3°	100,7°
12	2		1681	77,0°	103.0°
11	2+2/11⁠	≈ 2:11	2162	74.0°	106,0°
10	2+2/5⁠	= 2:24	2722	69,9°	110,1°
9	2+2/3⁠	= 2:40	3385	64.0°	116,0°
8	3		4182	54,7°	125,3°
7	3+3/7⁠	≈ 3:26	5165	37,9°	142,1°

Cuando se dice que una órbita heliosincrónica pasa por un punto de la Tierra a la misma hora local cada vez, se hace referencia al tiempo solar medio , no al tiempo solar aparente . El Sol no estará exactamente en la misma posición en el cielo durante el transcurso del año (véase la ecuación del tiempo y el analema ).

Las órbitas heliosincrónicas se seleccionan principalmente para los satélites de observación de la Tierra , con una altitud típicamente entre 600 y1000 km sobre la superficie de la Tierra. Incluso si una órbita permanece heliosincrónica, sin embargo, otros parámetros orbitales como el argumento de periapsis y la excentricidad orbital evolucionan, debido a perturbaciones de orden superior en el campo gravitacional de la Tierra, la presión de la luz solar y otras causas. Los satélites de observación de la Tierra, en particular, prefieren órbitas con altitud constante cuando pasan sobre el mismo punto. La selección cuidadosa de la excentricidad y la ubicación del perigeo revela combinaciones específicas donde la tasa de cambio de perturbaciones se minimiza y, por lo tanto, la órbita es relativamente estable: una órbita congelada , donde el movimiento de la posición del periapsis es estable. ^[6] El ERS-1, ERS-2 y Envisat de la Agencia Espacial Europea , así como las naves espaciales MetOp de EUMETSAT y RADARSAT-2 de la Agencia Espacial Canadiense , operan en tales órbitas congeladas heliosincrónicas. ^[7]

• Sandwell, David T., El campo gravitatorio de la Tierra - Parte 1 (2002) (p. 8)
• Entrada del diccionario Órbita sincrónica solar, de la Comisión del Centenario de Vuelo de los Estados Unidos
• Preguntas y respuestas de la NASA
• Boain, Ronald J. (febrero de 2004). "Los ABC del diseño de órbitas sincrónicas con el Sol" (PDF) . Space Flight Mechanics Conference. Archivado desde el original (PDF) el 25 de octubre de 2007.

• Lista de satélites en órbita heliosincrónica