En el diseño de misiones espaciales, una órbita de transferencia geoestacionaria ( GTO ) u órbita de transferencia geosincrónica es un tipo de órbita geocéntrica altamente elíptica , generalmente con un perigeo tan bajo como la órbita terrestre baja (LEO) y un apogeo tan alto como la órbita geoestacionaria (GEO). Los satélites que están destinados a la órbita geosincrónica (GSO) o GEO a menudo se colocan en una GTO como un paso intermedio para alcanzar su órbita final. [1] Los fabricantes de vehículos de lanzamiento a menudo anuncian la cantidad de carga útil que el vehículo puede colocar en la GTO. [2]
Las órbitas geoestacionarias y geosincrónicas son muy deseables para muchos satélites de comunicación y observación de la Tierra . Sin embargo, el delta-v , y por lo tanto el costo financiero, de enviar una nave espacial a tales órbitas es muy alto debido a su alto radio orbital. Una GTO es una órbita intermedia utilizada para hacer que este proceso sea más eficiente. Los operadores de satélites a menudo utilizan un vehículo de lanzamiento de alto empuje y baja eficiencia para poner su satélite en GTO y luego, después de separar el vehículo de lanzamiento, utilizan propulsores de bajo empuje y alta eficiencia a bordo del propio satélite para circularizar su órbita (a GEO) durante un período de tiempo más largo. Este proceso se llama espiral de salida . Esta arquitectura de misión es útil porque minimiza la masa que la nave espacial debe empujar a GEO, permite quemas de circularización de máxima eficiencia aprovechando el efecto Oberth y permite que el vehículo de lanzamiento gastado salga de la órbita principalmente a través del aerofrenado debido a su bajo perigeo, minimizando su vida útil orbital .
GTO es una órbita terrestre altamente elíptica con un apogeo (el punto en la órbita de la luna o un satélite en el que está más alejado de la tierra) de 42.164 km (26.199 mi), [3] o una altura de 35.786 km (22.236 mi) sobre el nivel del mar, que corresponde a la altitud geoestacionaria. El período de una órbita de transferencia geoestacionaria estándar es de aproximadamente 10,5 horas. [4] El argumento del perigeo es tal que el apogeo ocurre en o cerca del ecuador. El perigeo puede estar en cualquier lugar por encima de la atmósfera, pero generalmente está restringido a unos pocos cientos de kilómetros por encima de la superficie de la Tierra para reducir los requisitos delta-V ( ) del lanzador y limitar la vida útil orbital del impulsor gastado para reducir la basura espacial.
Si se utilizan motores de bajo empuje, como la propulsión eléctrica, para llegar desde la órbita de transferencia a la órbita geoestacionaria, la órbita de transferencia puede ser supersincrónica (que tenga un apogeo por encima de la órbita geoestacionaria final). Sin embargo, este método lleva mucho más tiempo para lograrse debido al bajo empuje inyectado en la órbita. [5] [6] El vehículo de lanzamiento típico inyecta el satélite en una órbita supersincrónica que tiene el apogeo por encima de los 42.164 km. Los motores de bajo empuje del satélite se impulsan continuamente alrededor de las órbitas de transferencia geoestacionarias. La dirección y magnitud del empuje se determinan generalmente para optimizar el tiempo de transferencia y/o la duración al tiempo que se satisfacen las restricciones de la misión. El componente fuera del plano del empuje se utiliza para reducir la inclinación inicial establecida por la órbita de transferencia inicial, mientras que el componente en el plano eleva simultáneamente el perigeo y baja el apogeo de la órbita de transferencia geoestacionaria intermedia. En caso de utilizar la órbita de transferencia de Hohmann, solo se requieren unos pocos días para alcanzar la órbita geoestacionaria. Mediante el uso de motores de bajo empuje o propulsión eléctrica, se necesitan meses hasta que el satélite alcance su órbita final.
La inclinación orbital de un GTO es el ángulo entre el plano de la órbita y el plano ecuatorial de la Tierra . Está determinada por la latitud del lugar de lanzamiento y el acimut (dirección) del lanzamiento. Tanto la inclinación como la excentricidad deben reducirse a cero para obtener una órbita geoestacionaria. Si solo se reduce a cero la excentricidad de la órbita, el resultado puede ser una órbita geoestacionaria, pero no será geoestacionaria. Debido a que la velocidad requerida para un cambio de plano es proporcional a la velocidad instantánea, la inclinación y la excentricidad generalmente se cambian juntas en una sola maniobra en el apogeo, donde la velocidad es más baja.
El valor necesario para un cambio de inclinación en el nodo ascendente o descendente de la órbita se calcula de la siguiente manera: [7]
Para un GTO típico con un semieje mayor de 24.582 km, la velocidad del perigeo es de 9,88 km/s y la velocidad del apogeo es de 1,64 km/s, lo que claramente hace que el cambio de inclinación sea mucho menos costoso en el apogeo. En la práctica, el cambio de inclinación se combina con la quema de circularización orbital (o " patada de apogeo ") para reducir el total de las dos maniobras. La combinada es la suma vectorial del cambio de inclinación y la circularización , y como la suma de las longitudes de dos lados de un triángulo siempre superará la longitud del lado restante, el total en una maniobra combinada siempre será menor que en dos maniobras. La combinada se puede calcular de la siguiente manera: [7]
donde es la magnitud de la velocidad en el apogeo de la órbita de transferencia y es la velocidad en GEO.
Incluso en el apogeo, el combustible necesario para reducir la inclinación a cero puede ser significativo, lo que da a los sitios de lanzamiento ecuatoriales una ventaja sustancial sobre aquellos en latitudes más altas. El cosmódromo ruso de Baikonur en Kazajstán está a 46° de latitud norte. El Centro Espacial Kennedy en los Estados Unidos está a 28,5° norte. Wenchang de China está a 19,5° norte. El SDSC de la India está a 13,7° norte. El Centro Espacial de Guayana , la instalación de lanzamiento europea Ariane y la rusa Soyuz operada por Europa , está a 5° norte . El Sea Launch "suspendido indefinidamente" se lanzó desde una plataforma flotante directamente en el ecuador en el Océano Pacífico .
Los lanzadores desechables generalmente llegan a la órbita terrestre baja directamente, pero una nave espacial que ya se encuentra en órbita terrestre baja ( LEO ) puede ingresar a la GTO disparando un cohete a lo largo de su dirección orbital para aumentar su velocidad. Esto se hizo cuando se lanzaron naves espaciales geoestacionarias desde el transbordador espacial ; un "motor de impulso de perigeo" conectado a la nave espacial se encendió después de que el transbordador lo soltó y se retiró a una distancia segura.
Aunque algunos lanzadores pueden llevar sus cargas útiles hasta la órbita geoestacionaria, la mayoría termina sus misiones liberando sus cargas útiles en la órbita geoestacionaria final. La nave espacial y su operador son entonces responsables de la maniobra hasta la órbita geoestacionaria final. El recorrido de 5 horas hasta el primer apogeo puede ser más largo que la vida útil de la batería del lanzador o la nave espacial, y la maniobra a veces se realiza en un apogeo posterior o se divide entre varios apogeos. La energía solar disponible en la nave espacial respalda la misión después de la separación del lanzador. Además, muchos lanzadores ahora llevan varios satélites en cada lanzamiento para reducir los costos generales, y esta práctica simplifica la misión cuando las cargas útiles pueden estar destinadas a diferentes posiciones orbitales.
Debido a esta práctica, la capacidad del lanzador generalmente se expresa como masa de la nave espacial en GTO, y este número será mayor que la carga útil que podría entregarse directamente en GEO.
Por ejemplo, la capacidad (masa del adaptador y de la nave espacial) del Delta IV Heavy es de 14.200 kg a GTO, o 6.750 kg directamente a órbita geoestacionaria. [2]
Si la maniobra de GTO a GEO se va a realizar con un solo impulso, como con un solo motor de cohete sólido, el apogeo debe ocurrir en un cruce ecuatorial y a una altitud de órbita sincrónica. Esto implica un argumento de perigeo de 0° o 180°. Debido a que el argumento de perigeo se ve perturbado lentamente por la achatación de la Tierra, generalmente está sesgado en el lanzamiento para que alcance el valor deseado en el momento apropiado (por ejemplo, este suele ser el sexto apogeo en los lanzamientos de Ariane 5 [8] ). Si la inclinación de GTO es cero, como en Sea Launch , entonces esto no se aplica. (Tampoco se aplicaría a un GTO poco práctico inclinado a 63,4°; consulte la órbita de Molniya ).
El análisis anterior se ha centrado principalmente en el caso en el que la transferencia entre LEO y GEO se realiza con una única órbita de transferencia intermedia. A veces se utilizan trayectorias más complicadas. Por ejemplo, el Proton-M utiliza un conjunto de tres órbitas intermedias, que requieren cinco disparos de cohetes de la etapa superior, para colocar un satélite en GEO desde el sitio de alta inclinación del Cosmódromo de Baikonur , en Kazajstán . [9] Debido a las consideraciones de seguridad de alta latitud y alcance de Baikonur que bloquean los lanzamientos directamente al este, se requiere menos delta-v para transferir satélites a GEO utilizando una órbita de transferencia supersincrónica donde el apogeo (y la maniobra para reducir la inclinación de la órbita de transferencia) están a una altitud mayor que 35.786 km, la altitud geosincrónica. Proton incluso ofrece realizar una maniobra de apogeo supersincrónica hasta 15 horas después del lanzamiento. [10]
La órbita geoestacionaria es un tipo especial de órbita alrededor de la Tierra en la que un satélite orbita el planeta a la misma velocidad que la rotación de la Tierra. Esto significa que el satélite parece permanecer estacionario con respecto a un punto fijo en la superficie de la Tierra. La órbita geoestacionaria se encuentra a una altitud de aproximadamente 35.786 kilómetros (22.236 millas) sobre el ecuador de la Tierra.
{{cite web}}: CS1 maint: archived copy as title (link)consultado el 27 de julio de 2013.{{cite web}}: CS1 maint: archived copy as title (link)Consultado el 8 de marzo de 2016.