En astrodinámica , el mantenimiento de la posición orbital consiste en mantener una nave espacial a una distancia fija de otra nave espacial o cuerpo celeste. Requiere una serie de maniobras orbitales realizadas con encendido de los propulsores para mantener la nave activa en la misma órbita que su objetivo. En el caso de muchos satélites en órbita terrestre baja , deben contrarrestarse los efectos de las fuerzas no keplerianas , es decir, las desviaciones de la fuerza gravitatoria de la Tierra respecto de la de una esfera homogénea , las fuerzas gravitatorias del Sol y la Luna, la presión de la radiación solar y la resistencia del aire .
La desviación del campo gravitatorio de la Tierra con respecto al de una esfera homogénea y las fuerzas gravitacionales del Sol y la Luna perturbarán en general el plano orbital. Para una órbita heliosincrónica , la precesión del plano orbital causada por el achatamiento de la Tierra es una característica deseable que forma parte del diseño de la misión, pero el cambio de inclinación causado por las fuerzas gravitacionales del Sol y la Luna es indeseable. En el caso de las naves espaciales geoestacionarias , el cambio de inclinación causado por las fuerzas gravitacionales del Sol y la Luna debe contrarrestarse con un gasto bastante grande de combustible, ya que la inclinación debe mantenerse lo suficientemente pequeña para que la nave espacial pueda ser rastreada por antenas no orientables.
En el caso de las naves espaciales en órbita baja, a menudo es necesario compensar los efectos de la resistencia atmosférica , a menudo para evitar el reingreso; en el caso de las misiones que requieren que la órbita esté sincronizada con precisión con la rotación de la Tierra, esto es necesario para evitar un acortamiento del período orbital.
La presión de la radiación solar en general perturbará la excentricidad (es decir, el vector de excentricidad); consulte Análisis de perturbación orbital (nave espacial) . Para algunas misiones, esto debe contrarrestarse activamente con maniobras. Para naves espaciales geoestacionarias , la excentricidad debe mantenerse lo suficientemente pequeña como para que una nave espacial pueda ser rastreada con una antena no orientable. También para naves espaciales de observación de la Tierra para las que es deseable una órbita muy repetitiva con una trayectoria terrestre fija , el vector de excentricidad debe mantenerse lo más fijo posible. Una gran parte de esta compensación se puede hacer utilizando un diseño de órbita congelada , pero a menudo se necesitan propulsores para maniobras de control fino.
Para las naves espaciales en una órbita de halo alrededor de un punto de Lagrange , el mantenimiento de la posición es aún más fundamental, ya que dicha órbita es inestable; sin un control activo con encendido de propulsores, la más mínima desviación en la posición o velocidad haría que la nave espacial abandonara la órbita por completo. [1]
En el caso de las naves espaciales en una órbita muy baja, la resistencia atmosférica es lo suficientemente fuerte como para provocar un reingreso antes del final previsto de la misión si no se ejecutan maniobras de elevación de la órbita de vez en cuando.
Un ejemplo de ello es la Estación Espacial Internacional (ISS), que tiene una altitud operativa sobre la superficie de la Tierra de entre 400 y 430 km (250-270 mi). Debido a la resistencia atmosférica, la estación espacial pierde constantemente energía orbital. Para compensar esta pérdida, que eventualmente conduciría a una reentrada de la estación, debe ser reimpulsada a una órbita más alta de vez en cuando. La altitud orbital elegida es un equilibrio entre el empuje promedio necesario para contrarrestar la resistencia del aire y el impulso necesario para enviar cargas útiles y personas a la estación.
GOCE , que orbitaba a 255 km (luego reducida a 235 km), utilizaba propulsores iónicos para proporcionar hasta 20 mN de empuje para compensar la resistencia en su área frontal de aproximadamente 1 m 2 . [2]
En el caso de las naves espaciales de observación de la Tierra que normalmente operan a una altitud sobre la superficie de la Tierra de unos 700 a 800 km, la resistencia aerodinámica es muy débil y una reentrada debido a la resistencia aerodinámica no es un problema. Pero si el período orbital debe ser sincrónico con la rotación de la Tierra para mantener una trayectoria terrestre fija , la débil resistencia aerodinámica a esta gran altitud también debe contrarrestarse mediante maniobras de elevación de la órbita en forma de quemados de propulsores tangenciales a la órbita. Estas maniobras serán muy pequeñas, normalmente del orden de unos pocos mm/s de delta-v . Si se utiliza un diseño de órbita congelada , estas maniobras de elevación de órbita muy pequeñas son suficientes para controlar también el vector de excentricidad.
Para mantener una trayectoria terrestre fija, también es necesario realizar maniobras fuera del plano para compensar el cambio de inclinación causado por la gravitación del Sol y la Luna. Estas maniobras se ejecutan a medida que los propulsores se queman de forma ortogonal al plano orbital. En el caso de las naves espaciales heliosincrónicas que tienen una geometría constante en relación con el Sol, el cambio de inclinación debido a la gravitación solar es particularmente grande; puede ser necesario un delta-v del orden de 1–2 m/s por año para mantener la inclinación constante. [ cita requerida ]
En el caso de las naves espaciales geoestacionarias, se deben realizar encendidos de los propulsores ortogonales al plano orbital para compensar el efecto de la gravitación lunar/solar que perturba el polo orbital con un promedio de 0,85 grados por año. [3] El delta-v necesario para compensar esta perturbación manteniendo la inclinación respecto del plano ecuatorial es del orden de 45 m/s por año. Esta parte del mantenimiento de la posición GEO se denomina control Norte-Sur. [4]
El control Este-Oeste es el control del período orbital y del vector de excentricidad que se realiza haciendo que los propulsores se enciendan tangencialmente a la órbita. Estos encendidos están diseñados para mantener el período orbital perfectamente sincronizado con la rotación de la Tierra y para mantener la excentricidad suficientemente pequeña. La perturbación del período orbital resulta de la simetría rotacional imperfecta de la Tierra con respecto al eje Norte/Sur, a veces llamada la elipticidad del ecuador terrestre. La excentricidad (es decir, el vector de excentricidad) se ve perturbada por la presión de la radiación solar . El combustible necesario para este control Este-Oeste es mucho menor que el que se necesita para el control Norte-Sur.
Para prolongar la vida útil de las naves espaciales geoestacionarias con poco combustible restante, a veces se interrumpe el control Norte-Sur y se continúa con el control Este-Oeste. Como se ve desde un observador en la Tierra en rotación, la nave espacial se moverá entonces de Norte a Sur con un período de 24 horas. Cuando este movimiento Norte-Sur se hace demasiado grande, se necesita una antena orientable para rastrear la nave espacial. Un ejemplo de esto [ ¿cuándo? ] es Artemis . [ cita requerida ]
Para ahorrar peso, es fundamental que los satélites GEO tengan el sistema de propulsión más eficiente en términos de consumo de combustible . Por ello, casi todos los satélites modernos emplean un sistema de impulso específico elevado , como propulsores de plasma o de iones .
Las órbitas de las naves espaciales también son posibles alrededor de los puntos de Lagrange (también denominados puntos de libración), cinco puntos de equilibrio que existen en relación con dos cuerpos más grandes del sistema solar. Por ejemplo, hay cinco de estos puntos en el sistema Sol-Tierra, cinco en el sistema Tierra-Luna, y así sucesivamente. Las naves espaciales pueden orbitar alrededor de estos puntos con un mínimo de combustible necesario para mantener su posición. Dos órbitas que se han utilizado para tales fines son las órbitas de halo y de Lissajous . [5]
Un punto de Lagrange importante es el punto Tierra-Sol L 1 , y tres misiones de heliofísica han estado orbitando L1 desde aproximadamente el año 2000. El uso de combustible para mantener la posición puede ser bastante bajo, lo que facilita misiones que potencialmente pueden durar décadas si otros sistemas de naves espaciales permanecen operativos. Las tres naves espaciales ( Advanced Composition Explorer (ACE), Solar Heliospheric Observatory (SOHO) y el satélite Global Geoscience WIND ) tienen cada una requisitos anuales de combustible para mantener la posición de aproximadamente 1 m/s o menos. [5] El punto Tierra-Sol L 2 (aproximadamente a 1,5 millones de kilómetros de la Tierra en la dirección opuesta al Sol) es otro punto de Lagrange importante, y el observatorio espacial Herschel de la ESA operó allí en una órbita de Lissajous durante 2009-2013, momento en el que se quedó sin refrigerante para el telescopio espacial . Se ejecutaron pequeñas maniobras orbitales de mantenimiento de la posición aproximadamente mensualmente para mantener la nave espacial en la órbita de mantenimiento de la posición. [1]
El telescopio espacial James Webb utilizará combustible para mantener su órbita de halo alrededor de la órbita L2 Tierra-Sol, lo que proporciona un límite superior a su vida útil: está siendo diseñado para transportar suficiente combustible para diez años. [6] Sin embargo, se atribuye a la precisión de la trayectoria después del lanzamiento por un Ariane 5 el mérito de haber duplicado potencialmente la vida útil del telescopio al dejar más combustible de hidracina a bordo de lo esperado. [7] [8]
El orbitador CAPSTONE y el Lunar Gateway planificado están estacionados a lo largo de una órbita de halo casi rectilíneo (NRHO) con resonancia sinódica 9:2 alrededor del punto de Lagrange L2 Tierra-Luna. [9] [10] [11]
Tres misiones de heliofísica –el Advanced Composition Explorer (ACE), el Solar Heliospheric Observatory (SOHO) y el Global Geoscience WIND– han estado orbitando el punto de libración interior Sol-Tierra L1 de forma continua desde 1997, 1996 y 2004... el intervalo típico entre encendidos para este trío es de unos tres meses, y el delta-V típico es mucho menor que 0,5 m/s. Los costes típicos anuales de mantenimiento de la posición han sido de alrededor de 1,0 m/s para ACE y WIND, y mucho menores que eso para SOHO. Las tres naves espaciales tienen abundante combustible restante; Salvo contingencias, los tres podrían, en principio, mantenerse en L1 durante las próximas décadas.