stringtranslate.com

Órbita heliosincrónica

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

Una órbita heliosincrónica ( 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 a la misma hora solar media local . [2] [3] Más técnicamente, es una órbita dispuesta de manera que precesa a través de una revolución completa cada año, por lo que siempre mantiene la misma relación con el Sol.

Aplicaciones

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

Órbita heliosincrónica desde una vista superior del plano eclíptico con zonas de tiempo solar local (LST) como referencia y un nodo descendente de 10:30. Las zonas LST muestran cómo varía el tiempo local debajo del satélite en diferentes latitudes y diferentes puntos de su órbita.

Casos especiales de la órbita heliosincrónica son la órbita mediodía/medianoche , donde el tiempo solar medio local de paso para latitudes ecuatoriales es alrededor del mediodía o medianoche, y la órbita amanecer/anochecer , donde el tiempo solar medio local de paso para latitudes ecuatoriales es alrededor del amanecer o el atardecer, de modo que el satélite se desplaza sobre el terminador entre el día y la noche. El desplazamiento sobre el terminador es útil para los satélites de radar activos, ya que los paneles solares de los satélites siempre pueden ver el Sol, sin ser ensombrecidos por la Tierra. 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 , proporcionándoles una visión casi continua del Sol.

Precesión orbital

Una órbita heliosincrónica se logra haciendo que el plano orbital osculador precese (rote) 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 modo que la protuberancia ecuatorial de la Tierra , que perturba las órbitas inclinadas, haga que el plano orbital de la nave espacial precese con la velocidad deseada. El plano de la órbita no está fijo en el espacio en relación con las estrellas distantes, sino que gira lentamente alrededor del eje de la Tierra.

Las órbitas heliosincrónicas típicas alrededor de la Tierra tienen una altitud de entre 600 y 800 km (370 y 500 mi), con períodos 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° representa una órbita polar. [5]

Son posibles órbitas heliosincrónicas alrededor de otros planetas achatados , como Marte . Un satélite que orbita alrededor de un planeta como Venus , que es casi esférico, necesitará un impulso externo para mantener una órbita heliosincrónica.

Detalles técnicos

La precesión angular por órbita de un satélite en órbita terrestre viene dada aproximadamente por

dónde

J 2 =1.082 63 × 10 −3 es el coeficiente para el segundo término zonal relacionado con la achatación de la Tierra,
R E ≈ 6378 km es el radio medio de la Tierra,
p es el semi-lato recto de la órbita,
i es la inclinación de la órbita respecto al ecuador.

Una órbita será heliosincrónica cuando la tasa de precesión ρ = /el o es 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 = ΔΩE/T Y = ρ = ΔΩ/yo , 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

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 pa para una órbita circular o casi circular, se deduce que

o cuando ρ es 360° por año,

A modo de ejemplo, con un =7200 km , es decir, para una altitud aR EA 800 km de la nave espacial sobre la superficie de la Tierra, esta fórmula da una inclinación sincrónica con el Sol 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 heliosincrónicas. 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 de 3,8 horas puede ser posible utilizando una órbita excéntrica con p <12 352  km pero un >12.352  kilómetros .

Si se quiere que un satélite sobrevuele un punto determinado de la Tierra todos los días a la misma hora, el satélite 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 hacer menos de 7 órbitas requeriría una altitud superior a la máxima para una órbita heliosincrónica, y hacer más de 16 requeriría una órbita dentro de la atmósfera o superficie de la Tierra. Las órbitas válidas resultantes se muestran en la siguiente tabla. (La tabla se ha calculado suponiendo los períodos dados. El período orbital que se debe utilizar es en realidad ligeramente más largo. Por ejemplo, una órbita ecuatorial retrógrada que pasa sobre el mismo punto después de 24 horas tiene un período verdadero de aproximadamente 365/364 ≈ 1,0027 veces más largo que el tiempo entre sobrevuelos. Para órbitas no ecuatoriales el factor es más cercano a 1.)

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

Las órbitas heliosincrónicas se seleccionan principalmente para los satélites de observación de la Tierra , con una altitud típicamente entre 600 y1000 km sobre la superficie de la Tierra. Incluso si una órbita permanece heliosincrónica, sin embargo, otros parámetros orbitales como el argumento de periapsis y la excentricidad orbital evolucionan, debido a perturbaciones de orden superior en el campo gravitacional de la Tierra, la presión de la luz solar y otras causas. Los satélites de observación de la Tierra, en particular, prefieren órbitas con altitud constante cuando pasan sobre el mismo punto. La selección cuidadosa de la excentricidad y la ubicación del perigeo revela combinaciones específicas donde la tasa de cambio de perturbaciones se minimiza y, por lo tanto, la órbita es relativamente estable: una órbita congelada , donde el movimiento de la posición del periapsis es estable. [6] El 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 tales órbitas congeladas heliosincrónicas. [7]

Véase también

Referencias

  1. ^ Tscherbakova, NN; Beletskii, VV; Sazonov, VV (1999). "Estabilización de órbitas heliosincrónicas de un satélite artificial de la Tierra por presión solar". Investigación cósmica . 37 (4): 393–403. Código Bibliográfico :1999KosIs..37..417S. Archivado desde el original el 3 de marzo de 2016. Consultado el 19 de mayo de 2015 .
  2. ^ "SATÉLITES Y ÓRBITAS" (PDF) .
  3. ^ "Tipos de órbitas". marine.rutgers.edu . Archivado desde el 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. ^ ab Rosengren, M. (noviembre de 1992). "ERS-1: un observador de la Tierra que sigue exactamente su camino elegido". 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 casi ecuatoriales repetidas congeladas". AIAA Journal of Spacecraft and Rockets . 59 (1): 84–93. Bibcode :2022JSpRo..59...84L. doi :10.2514/1.A34934. S2CID  236275629.
  7. ^ 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.

Lectura adicional

Enlaces externos