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Articulo de referencia

órbita heliosíncrona

Diagrama que muestra la orientación de una órbita heliosíncrona (verde) en cuatro momentos del año. También se muestra una órbita no heliosíncrona (magenta) como referencia. Las...

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Diagrama que muestra la orientación de una órbita heliosíncrona (verde) en cuatro momentos del año. También se muestra una órbita no heliosíncrona (magenta) como referencia. Las fechas se muestran en blanco: día/mes.

Una órbita sincrónica con el Sol ( 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 en el mismo tiempo solar medio local . [ 2 ] [ 3 ] Más técnicamente, es una órbita dispuesta de tal manera que, por cada revolución del planeta alrededor del Sol, su plano orbital (específicamente la longitud del nodo ascendente ) precesa a través de una revolución completa alrededor del planeta.

Aplicaciones

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

Órbita heliosíncrona vista desde arriba del plano de la eclíptica, con zonas de tiempo solar local (TSL) como referencia y un nodo descendente a las 10:30. Las zonas TSL muestran cómo varía la hora local debajo del satélite en diferentes latitudes y en diferentes puntos de su órbita.

Casos especiales de la órbita heliosíncrona son la órbita mediodía/medianoche , donde el tiempo medio local de paso del Sol para latitudes ecuatoriales es alrededor del mediodía o la medianoche, y la órbita amanecer/anochecer , donde el tiempo medio local de paso del Sol para latitudes ecuatoriales es alrededor del amanecer o el atardecer, de modo que el satélite sigue el terminador entre el día y la noche. Seguir el terminador es útil para satélites de radar activos, ya que los paneles solares de los satélites siempre pueden ver el Sol, sin que la Tierra los oculte. 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 , lo que les proporciona una vista casi continua del Sol.

precesión orbital

Una órbita heliosíncrona se logra haciendo que el plano orbital osculador precese (rotee) 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 manera que el abultamiento ecuatorial de la Tierra , que perturba las órbitas inclinadas, provoque que el plano orbital de la nave espacial precese a la velocidad deseada. El plano de la órbita no está fijo en el espacio con respecto a las estrellas distantes, sino que rota lentamente alrededor del eje de la Tierra.

Las órbitas típicas sincrónicas con el Sol alrededor de la Tierra tienen una altitud de entre 600 y 800 km (370 y 500 millas) , con periodos 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° una órbita polar. [ 5 ]  

Las órbitas heliosíncronas son posibles alrededor de otros planetas achatados , como Marte . Un satélite que orbita un planeta casi esférico como Venus necesitará una perturbación adicional para mantener una órbita heliosíncrona.

Detalles técnicos

La precesión angular por órbita para un satélite en órbita terrestre viene dada aproximadamente por ΔΩ=−3πJ2Rmi2pag2porque⁡i,{\displaystyle \Delta \Omega =-3\pi {\frac {J_{2}R_{\text{E}}^{2}}{p^{2}}}\cos i,} dónde

Una órbita será sincrónica con el Sol cuando la tasa de precesión ρ = ⁠ dΩ / d t ⁠ sea 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 = ⁠ ΔΩ E / T E ⁠ = ρ = ⁠ ΔΩ / T ⁠ , 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 T=2πa3μ,{\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 ρ≈−3J2Rmi2μporque⁡i2a7/2=−(360∘ por año)×(a12352 kilómetros)−7/2porque⁡i=−(360∘ por año)×(T3.795 h)−7/3porque⁡i,{\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, porque⁡i≈−2ρ3J2Rmi2μa7/2=−(a12352 kilómetros)7/2=−(T3.795 h)7/3.{\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}.}

Como ejemplo, con a  =7200  km , es decir, para una altitud a − R E  ≈Si la nave espacial se encuentra a 800  km sobre la superficie terrestre, esta fórmula da como resultado una inclinación heliosíncrona 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 heliosíncronas. 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 a 3,8  horas puede ser posible utilizando una órbita excéntrica con p  <12 352  km pero un  >12 352  km .

Si un satélite debe sobrevolar un punto determinado de la Tierra todos los días a la misma hora, 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 realizar menos de 7 órbitas requeriría una altitud superior a la máxima para una órbita heliosíncrona, y realizar más de 16 requeriría una órbita dentro de la atmósfera o la superficie terrestre. Las órbitas válidas resultantes se muestran en la tabla. (La tabla se calculó inicialmente utilizando los períodos orbitales dados. Sin embargo, para una órbita heliosíncrona, el período que debe usarse es ligeramente más largo que el período nominal (nodal). Una órbita heliosíncrona que cruza el ecuador en una dirección enTnodal{\displaystyle T_{\text{nodal}}}minutos tiene un período real de aproximadamenteTtrtúmi≈Tnorteodal(1+2.74003×10−6Tnorteodal){\displaystyle T_{\rm {verdadero}}\approx T_{\rm {nodal}}\left(1+2.74003\times 10^{-6}\,T_{\rm {nodal}}\right)}Tenga en cuenta también que los valores precisos del semieje mayor diferirán ligeramente de los mostrados en la tabla debido a las variaciones de corto período en los elementos orbitales resultantes del achatamiento de la Tierra, que afecta al período de toda una órbita.

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

Congelado

Las órbitas heliosíncronas se seleccionan principalmente para satélites de observación de la Tierra , con una altitud típicamente entre 600 y1000  km sobre la superficie terrestre. Sin embargo, incluso si una órbita permanece heliosíncrona, otros parámetros orbitales, como el argumento del periapsis y la excentricidad orbital , evolucionan debido a perturbaciones de orden superior en el campo gravitatorio terrestre, la presión de la luz solar y otras causas. Los satélites de observación terrestre, en particular, prefieren órbitas con altitud constante al pasar sobre el mismo punto. Una selección cuidadosa de la excentricidad y la ubicación del perigeo revela combinaciones específicas donde se minimiza la tasa de cambio de las perturbaciones y, por lo tanto, la órbita es relativamente estable : una órbita congelada , donde el movimiento de la posición del periapsis es estable. [ 6 ] (Alternativamente, se puede decir que se minimiza la rotación de la línea del ápside ). [ 7 ] 

Los satélites 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 órbitas congeladas heliosíncronas (alrededor de 790  km). [ 8 ]

También se han utilizado órbitas heliosíncronas congeladas alrededor de otros cuerpos del Sistema Solar, incluidos asteroides. Es posible diseñar una órbita heliosíncrona que también siga de forma natural al Sol (orientando los paneles solares hacia el Sol). [ 9 ]

También existe el concepto de "órbitas congeladas artificiales", órbitas que requieren una pequeña cantidad de empuje continuo para mantenerse. Estas permiten obtener algunos efectos de una órbita sincrónica solar congelada alrededor de un cuerpo planetario que no permite órbitas sincrónicas solares debido a sus propios parámetros gravitacionales. [ 10 ]

También se pueden congelar otras órbitas síncronas. Por ejemplo, existe un diseño para una órbita congelada síncrona con Ganímedes alrededor de Europa . [ 11 ]

asignación de órbita terrestre

El SSO es un recurso limitado. Se ha propuesto un sistema de "ranuras" para estandarizar las órbitas con el fin de minimizar los riesgos de conjunción . [ 7 ] [ 12 ]

Véase también

Referencias

  1. ↑ Tscherbakova, NN; Beletskii, VV; Sazonov, VV (1999). "Estabilización de órbitas heliosíncronas de un satélite artificial terrestre por la presión solar" . Cosmic Research . 37 (4): 393– 403. Bibcode : 1999KosIs..37..417S . Archivado del original el 3 de marzo de 2016. Recuperado el 19 de mayo de 2015 .
  2. ↑ "SATÉLITES Y ÓRBITAS" (PDF) .
  3. ↑ "Tipos de órbitas" . marine.rutgers.edu . Archivado del original el 22 de agosto de 2019. Consultado el 24 de junio de 2017 .
  4. ↑ Nuestro planeta cambiante: La visión desde el espacio ( 1.ª ed.). Cambridge University Press. 2007. pág. 339. ISBN   978-0521828703.
  5. 1 2 Rosengren, M. (noviembre de 1992). "ERS-1: un observador de la Tierra que sigue exactamente su trayectoria elegida". Boletín de la ESA . 72 (72). Agencia Espacial Europea: 76. Bibcode : 1992ESABu..72...76R .
  6. ↑ Low, Samuel YW (enero de 2022). "Diseño de una trayectoria de referencia para órbitas terrestres bajas cercanas al ecuador con repetición congelada". AIAA Journal of Spacecraft and Rockets . 59 (1): 84– 93. Bibcode : 2022JSpRo..59...84L . doi : 10.2514/1.A34934 . S2CID 236275629 . 
  7. 1 2 Weeden, Brian; Shortt, Kevin (mayo de 2008). "Desarrollo de una arquitectura de ranuras orbitales sincrónicas con el sol para minimizar las conjunciones" (PDF) . Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica.
  8. ↑ Rosengren, Mats (1989). "Técnica mejorada para el control pasivo de la excentricidad (AAS 89-155)". Avances en las ciencias astronáuticas . Vol. 69. AAS/NASA. Bibcode : 1989ommd.proc...49R . 
  9. ^ Kikuchi, Shota; Howell, Kathleen C.; Tsuda, Yuichi; Kawaguchi, Jun'Ichiro (2017). "Movimiento acoplado órbita-actitud alrededor de cuerpos pequeños: órbitas sincrónicas con el sol con movimiento de actitud de seguimiento del Sol ☆" (PDF) . Acta Astronáutica . 140 : 34– 48. doi : 10.1016/j.actaastro.2017.07.043 .
  10. ↑ Wu, Zhigang; Jiang, Fanghua; Li, Junfeng (noviembre de 2015). [10.1007/s10509-015-2529-7 "Extensión de órbitas congeladas y órbitas heliosíncronas alrededor de planetas terrestres mediante propulsión continua de bajo empuje"]. Astrofísica y Ciencias Espaciales . 360 (1) 12. doi : 10.1007/s10509-015-2529-7 . ISSN 0004-640X . {{cite journal}}: Comprobar |url=valor ( ayuda )
  11. ↑ Huang, Xuxing; Yang, Bin; Li, Shuang; Feng, Jinglang; Masdemont, Josep J. (22 de diciembre de 2022). "Diseño de una órbita congelada sincrónica con Ganímedes alrededor de Europa" . Matemáticas . 11 (1): 41. doi : 10.3390/math11010041 . hdl : 10261/336605 .
  12. ↑ Watson, Eric (1 de mayo de 2012). Análisis y desarrollo de la arquitectura de ranuras de órbita heliosíncrona (tesis de maestría). San Luis Obispo: Universidad Estatal Politécnica de California. doi : 10.15368/theses.2012.50 .

Lecturas adicionales

  • Sandwell, David T., El campo gravitatorio de la Tierra - Parte 1 (2002) (pág. 8)
  • Entrada del diccionario sobre órbita heliosíncrona , de la Comisión del Centenario del Vuelo de EE. UU.
  • Preguntas y respuestas de la NASA
  • Boain, Ronald J. (febrero de 2004). "Los fundamentos del diseño de órbitas sincrónicas con el Sol" (PDF) . Conferencia de Mecánica de Vuelo Espacial. Archivado del original (PDF) el 25 de octubre de 2007.
  • Lista de satélites en órbita heliosíncrona