Una órbita de transferencia geoestacionaria ( GTO ) u órbita de transferencia geosincrónica es un tipo de órbita geocéntrica . Los satélites destinados a una órbita geosincrónica (GSO) o geoestacionaria (GEO) se colocan (casi) siempre en un GTO como paso intermedio para alcanzar su órbita final.
Un GTO es muy elíptico . Su perigeo (punto más cercano a la Tierra) suele ser tan alto como la órbita terrestre baja (LEO), mientras que su apogeo (punto más lejano de la Tierra) es tan alto como la órbita geoestacionaria (o igualmente, geosincrónica). Eso la convierte en una órbita de transferencia de Hohmann entre LEO y OSG. [1]
Si bien algunos satélites GEO se lanzan directamente a esa órbita, muchas veces el vehículo de lanzamiento carece de potencia para poner tanto el cohete como el satélite en esa órbita particular. Entonces, se agrega combustible adicional al satélite, el vehículo de lanzamiento se lanza a una órbita de transferencia geoestacionaria; luego el satélite circulariza su órbita a una altitud geoestacionaria. Esto se beneficia de la puesta en escena: los vehículos de lanzamiento y la masa de su estructura y motores no necesitan ser elevados a una altitud geoestacionaria circular.
Los fabricantes de vehículos de lanzamiento suelen anunciar la cantidad de carga útil que el vehículo puede poner en GTO. [2]
GTO es una órbita terrestre muy elíptica con un apogeo (el punto en la órbita de la luna o de 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 geosincrónica 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 sobre la superficie de la Tierra para reducir los requisitos delta-V ( ) del lanzador y limitar la vida orbital del propulsor gastado para reducir la basura espacial .
Si se utilizan motores de bajo empuje, como la propulsión eléctrica, para pasar de la órbita de transferencia a la órbita geoestacionaria, la órbita de transferencia puede ser supersincrónica (tener un apogeo por encima de la órbita geosincrónica final). Sin embargo, este método lleva mucho más tiempo debido al bajo empuje inyectado en la órbita. [5] [6] El vehículo de lanzamiento típico inyecta el satélite a una órbita supersincrónica con el apogeo por encima de 42.164 km. Los motores de bajo empuje del satélite son impulsados continuamente alrededor de las órbitas de transferencia geoestacionarias. La dirección y magnitud del empuje generalmente se determinan para optimizar el tiempo y/o la duración de la transferencia y al mismo tiempo satisfacer las limitaciones de la misión. El componente de empuje fuera del plano 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, sólo se necesitan unos pocos días para alcanzar la órbita geosincrónica. 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 determinado por la latitud del lugar de lanzamiento y el acimut (dirección) de lanzamiento. Tanto la inclinación como la excentricidad deben reducirse a cero para obtener una órbita geoestacionaria. Si sólo se reduce a cero la excentricidad de la órbita, el resultado puede ser una órbita geosincrónica pero no geoestacionaria. Debido a que la velocidad requerida para un cambio de plano es proporcional a la velocidad instantánea, la inclinación y la excentricidad generalmente cambian juntas en una sola maniobra en el apogeo, donde la velocidad es más baja.
El valor requerido 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 circularización orbital (o " patada de apogeo ") para reducir el total de las dos maniobras. El combinado 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 excederá la longitud del lado restante, el total en una maniobra combinada siempre será menor que en dos maniobras. El combinado 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 otorga a los sitios de lanzamiento ecuatoriales una ventaja sustancial sobre aquellos en latitudes más altas. El cosmódromo ruso de Baikonur en Kazajstán se encuentra 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 prescindibles generalmente llegan directamente al GTO, pero una nave espacial que ya se encuentra en una órbita terrestre baja ( LEO ) puede ingresar al 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 patada de perigeo" adjunto 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 finaliza sus misiones liberando sus cargas útiles en GTO. La nave espacial y su operador son entonces responsables de la maniobra hacia la órbita geoestacionaria final. El tiempo de inercia de cinco horas hasta el primer apogeo puede ser más largo que la vida útil de la batería del lanzador o de 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 para GTO, y este número será mayor que la carga útil que podría entregarse directamente a GEO.
Por ejemplo, la capacidad (adaptador y masa de la nave espacial) del Delta IV Heavy es de 14.200 kg a GTO, o 6.750 kg directamente a la órbita geoestacionaria. [2]
Si la maniobra de GTO a GEO se va a realizar con un solo impulso, como ocurre con un solo motor de cohete sólido, el apogeo debe ocurrir en un cruce ecuatorial y en una altitud de órbita sincrónica. Esto implica un argumento de perigeo de 0° o 180°. Debido a que el argumento del perigeo se ve lentamente perturbado por el achatamiento de la Tierra, generalmente se modifica durante el lanzamiento para que alcance el valor deseado en el momento adecuado (por ejemplo, este suele ser el sexto apogeo en los lanzamientos de Ariane 5 [8] ). . Si la inclinación GTO es cero, como ocurre con Sea Launch , entonces esto no se aplica. (Tampoco se aplicaría a un GTO poco práctico inclinado a 63,4°; consulte Órbita de Molniya ).
La discusión 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 en 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 hacia el este, se requiere menos delta-v para transferir satélites a GEO mediante el uso de una órbita de transferencia supersincrónica donde el apogeo (y la maniobra para reducir la inclinación de la órbita de transferencia) son a una altitud superior a 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 al mismo ritmo que la rotación de la Tierra. Esto significa que el satélite parece permanecer estacionario con respecto a un punto fijo de 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.