Órbita geoestacionaria

Una órbita geoestacionaria , también conocida como GEO o GSO , es una órbita geosíncrona circular situada a 35.786 km (22.236 millas) de altitud sobre el ecuador terrestre , con un radio de 42.164 km (26.199 millas) 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 colocado 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 permanentemente a la posición en el cielo donde se encuentran los satélites. Los satélites meteorológicos también se colocan en esta órbita para la monitorización en tiempo real y la recopilación de datos, al igual que los satélites de navegación, con el fin de proporcionar un punto de calibración conocido y mejorar la precisión del GPS.

Los satélites geoestacionarios se lanzan mediante una órbita temporal y luego se colocan en una posición específica sobre un punto determinado de la superficie terrestre. El satélite requiere mantenimiento periódico de su posición. Los satélites geoestacionarios modernos, una vez retirados, se colocan en una órbita de reserva más alta para evitar colisiones.

En 1928, Herman Potočnik describió tanto las órbitas geosíncronas en general como el caso especial de la órbita geoestacionaria terrestre 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 el primer relato 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 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 radiodifusión y retransmisión, ^{[ 4 ]} a veces se denomina órbita de Clarke. ^{[ 5 ]} De manera similar, el conjunto 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 geosíncrona ecuatorial, y los términos se utilizan de forma 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. En aquel entonces, las telecomunicaciones entre Estados Unidos y Europa solo eran posibles entre 136 personas a la vez y dependían de radios de alta frecuencia y un cable submarino . ^{[ 8 ]}

La opinión generalizada en aquel entonces era que se necesitaría demasiada potencia de cohete para colocar un satélite en una órbita geoestacionaria y que no sobreviviría el tiempo suficiente para justificar el gasto, ^{[ 9 ]} por lo que los primeros esfuerzos se centraron en constelaciones de satélites en órbita terrestre baja o media . ^{[ 10 ]} Los primeros de estos fueron los satélites pasivos Echo Balloon en 1960, seguidos por Telstar 1 en 1962. ^{[ 11 ]} Aunque estos proyectos tuvieron dificultades con la intensidad de la señal y el seguimiento, problemas que podrían resolverse utilizando órbitas geoestacionarias, el concepto se consideró poco práctico, por lo que Hughes a menudo retuvo fondos y apoyo. ^{[ 10 ] [ 8 ]}

Para 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. Estaba estabilizado por rotación con una antena dipolo que producía un haz en forma de panqueque. ^{[ 12 ]} En agosto de 1961, fueron contratados para comenzar la construcción del satélite real. ^{[ 8 ]} Perdieron Syncom 1 debido a una falla electrónica, pero Syncom 2 fue colocado con éxito en una órbita geosíncrona en 1963. Aunque su órbita inclinada todavía requería antenas móviles, pudo retransmitir transmisiones de TV y permitió que el presidente de los Estados Unidos, John F. Kennedy, en Washington D. C., llamara por teléfono 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 una órbita geoestacionaria fue el Syncom 3 , 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 a Estados Unidos. Desde entonces, las órbitas geoestacionarias se han utilizado comúnmente, 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 terrestres pobladas del planeta cuentan ahora con infraestructura 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 siguen dependiendo de las comunicaciones por satélite. ^{[ 17 ] [ 18 ]}

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

Navegación

Los satélites geoestacionarios pueden utilizarse para complementar los sistemas GNSS mediante la transmisión de correcciones de errores de reloj , efemérides e ionosfera (calculadas a partir de estaciones terrestres de 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:

• El Sistema de Aumentación de Área Amplia (WAAS, por sus siglas en inglés), operado por la Administración Federal de Aviación de los Estados Unidos (FAA);
• El Servicio Europeo de Superposición de Navegación Geoestacionaria (EGNOS), operado por el ESSP (en nombre de la GSA de la UE );
• El Sistema Multifuncional de Aumento por Satélite (MSAS), operado por el Ministerio de Tierra, Infraestructura y Transporte de Japón y la Oficina de Aviación Civil de Japón (JCAB);
• El sistema de navegación geoaumentada asistida por GPS (GAGAN) operado por 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 , operados por Fugro . ^{[ 47 ]}

Los satélites geoestacionarios requieren cierto mantenimiento de posición para conservar su órbita, y una vez que se agota el combustible de sus propulsores, generalmente se retiran. Los transpondedores y otros sistemas a bordo suelen tener una vida útil mayor que el combustible de los propulsores, y al permitir que el satélite se mueva naturalmente hacia una órbita geosíncrona inclinada, algunos satélites pueden permanecer en uso, ^{[ 54 ]} o bien ser elevados a una órbita cementerio . Este proceso está cada vez más regulado y los satélites deben tener una probabilidad del 90 % de moverse a más de 200  km por encima del cinturón geoestacionario al final de su vida útil. ^{[ 55 ]}

desechos espaciales

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 de hasta 4 km/s (14 400 km/h; 8900 mph) . Aunque una colisión es relativamente improbable, los satélites GEO tienen una capacidad limitada para evitar cualquier tipo de desechos. ^{[ 56 ]}   

Los escombros de menos de 10 cm de tamaño son muy difíciles de detectar desde el suelo y no se rastrean regularmente, lo que dificulta evaluar su prevalencia. ^{[ 57 ] [ 58 ]}

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 impactado por un meteoroide el 11 de agosto de 1993 y finalmente fue trasladado a una órbita cementerio , ^{[ 59 ]} y en 2006 el satélite de comunicaciones ruso Express-AM11 fue impactado por un objeto desconocido y quedó inoperable, ^{[ 60 ]} 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 desintegraron por una causa desconocida. ^{[ 61 ] [ 57 ] [ 62 ]}

Una órbita geoestacionaria típica tiene las siguientes propiedades:

• Inclinación: 0°
• Período: 1436 minutos (un día sideral ) ^{[ 23 ] : 121}
• Excentricidad: 0
• Argumento del perigeo: indefinido
• Semieje mayor : 42.164  km

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 sideral . Esto garantiza que el satélite coincida con el período de rotación de la Tierra y tenga una huella estacionaria en la superficie terrestre. Todos los satélites geoestacionarios deben estar ubicados en este anillo.

Una combinación de la gravedad lunar , la gravedad solar y el achatamiento 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, alcanzando una inclinación máxima de 15° después de 26,5 años. ^{[ 63 ] [ 23 ] : 156} Para corregir esta perturbación , son necesarias maniobras regulares de mantenimiento de la posición orbital , que equivalen a un delta-v de aproximadamente 50  m/s por año. ^{[ 64 ]}

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 veces llamados "pozos gravitacionales" ^{[ 65 ]} (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 se aceleraría lentamente hacia la posición de equilibrio estable (sin ninguna acción), causando una variación periódica de la longitud. ^{[ 63 ]} 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. ^{[ 64 ]}

El viento solar y la presión de la radiación también ejercen pequeñas fuerzas sobre los satélites: con el tiempo, estas hacen que se desvíen 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 propulsor para el mantenimiento de la 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 . ^{[ 64 ]}

Para órbitas circulares alrededor de un cuerpo, la _fuerza centrípeta requerida para mantener la órbita ( Fc ) es igual a la fuerza gravitatoria que actúa sobre el satélite ( Fg ₎ : ^{[ 67 ]}

${\displaystyle F_{\text{c}}=F_{\text{g}}}$

De la ley de gravitación universal de Isaac Newton ,

${\displaystyle F_{\text{g}}=G{\frac {M_{\text{E}}m_{\text{s}}}{r^{2}}}}$,

donde F _g es la fuerza gravitatoria 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 círculo viene dada por:

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

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

${\displaystyle F_{\text{c}}=m_{\text{s}}{\frac {v^{2}}{r}}}$. ^{[ 67 ]}

Como F _c = F _g ,

${\displaystyle m_{\text{s}}{\frac {v^{2}}{r}}=G{\frac {M_{\text{E}}m_{\text{s}}}{r^{2}}}}$,

de modo que

${\displaystyle v^{2}=G{\frac {M_{\text{E}}}{r}}}$

Sustituyendo v por la ecuación de la velocidad de un objeto que se mueve en círculo se obtiene:

${\displaystyle \left({\frac {2\pi r}{T}}\right)^{2}=G{\frac {M_{\text{E}}}{r}}}$

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 ]}

${\displaystyle r={\sqrt[{3}]{\frac {GM_{\text{E}}T^{2}}{4\pi ^{2}}}}}$

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

${\displaystyle r={\sqrt[{3}]{\frac {\mu T^{2}}{4\pi ^{2}}}}}$

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:

${\displaystyle v=\omega r\quad \approx 3074.6~{\text{m/s}}}$

Mediante el mismo método, podemos determinar la altitud orbital para cualquier par de cuerpos similares, incluyendo la órbita areoestacionaria de un objeto en relación con Marte , si se supone que es esférico (lo cual no es del todo cierto). ^{[ 71 ]} La constante gravitacional GM ( μ ) para Marte tiene el valor de42 830  km ³ s ⁻² , su radio ecuatorial es3389,50 km  y el período de rotación conocido ( T ) del planeta es1.025 956 76  días terrestres (88 642 .66  s ). Usando estos valores, la altitud orbital de Marte es igual a17 039  km . ^{[ 72 ]}

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• Mantenimiento de la posición orbital
• Ascensor espacial , que finalmente llega hasta una órbita geoestacionaria y más allá.

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

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