Órbita geoestacionaria

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Órbitas geoestacionarias (vista superior). Para un observador en la Tierra en rotación, ambos satélites estacionarios aparecen en el cielo en sus respectivos lugares.
Las órbitas geoestacionarias (vista lateral).
A 5 × 6 grados de vista de una parte de la cinta geoestacionaria, que muestra varios satélites geoestacionarios. Las personas con inclinación de 0 grados forman un cinturón diagonal a través de la imagen, algunos objetos pequeños con inclinaciones hacia el Ecuador son visibles por encima de esta línea. Tenga en cuenta cómo están los satélites de punta, mientras que las estrellas han creado senderos pequeños debido a la rotación de la Tierra.

Una órbita geoestacionaria, o la órbita terrestre geoestacionaria (GEO), es una circular órbita 35.786 kilometros (22.236 millas) por encima de la Tierra ecuador y siguiendo el sentido de rotación de la Tierra. Un objeto en una órbita tiene un período orbital igual al periodo de rotación de la Tierra (un día sideral ), y así aparece inmóvil en una posición fija en el cielo, a los observadores terrestres. Los satélites de comunicaciones y los satélites meteorológicos se dan a menudo órbitas geoestacionarias, de modo que las antenas de satélite que se comunican con ellos no tiene que moverse para realizar un seguimiento, pero se pueden destacar permanentemente en la posición en el cielo, donde se quedan. Una órbita geoestacionaria es un tipo particular de órbita geosíncrona .

La noción de un satélite geoestacionarios para comunicaciones se publicó por primera vez en 1928 (pero no tan ampliamente) por Herman Potočnik . [1] La primera aparición de un geoestacionarios orbitan en la literatura popular fue el primero en Venus equilátero historia por George O. Smith , [2] pero Smith no entró en detalles. Británica Science Fiction autor Arthur C. Clarke difundido la idea ampliamente, con más detalles sobre cómo funcionaría, en un artículo titulado "1945 Extra-Terrestres Relays - Can Rocket Estaciones Dar cobertura de Radio Worldwide?", publicado en Wireless World revista. Clarke reconoció la conexión en su introducción a The Complete equilátero Venus. [3] La órbita, que Clarke describió por primera vez como útil para comunicaciones de emisión y retransmisión satélites, [4] se llama a veces la órbita de Clarke. [5] Del mismo modo, el cinturón de Clarke es la parte del espacio alrededor de 35.786 kilometros (22.236 millas) por encima del nivel del mar , en el plano del ecuador, donde cerca de las órbitas geoestacionarias pueden ser implementadas. La Órbita Clarke es de aproximadamente 265.000 kilometros (165.000 millas) de largo.

Contenido

[ editar ] Usos prácticos

Más comerciales satélites de comunicaciones , los satélites de radiodifusión y SBAS satélites funcionan en órbitas geoestacionarias. Una órbita de transferencia geoestacionaria se utiliza para mover un satélite de órbita terrestre baja (LEO) a una órbita geoestacionaria. ( Rusia satélites de televisión han utilizado elíptica Molniya y Tundra órbitas debido a las altas latitudes del público receptor.) El primer satélite colocado en una órbita geoestacionaria fue el Syncom -3, lanzados por un Delta-D cohete en 1964.

Una red mundial de satélites meteorológicos geoestacionarios operacionales se utiliza para proporcionar imágenes visibles e infrarrojas de la superficie terrestre y la atmósfera. Estos sistemas de satélites incluyen:

A statite , un satélite hipotético que utiliza una vela solar para modificar su órbita, en teoría podría sostenerse en un geoestacionarios "órbita" con diferente altitud y / o inclinación de la "tradicional" órbita geoestacionaria ecuatorial.

[ editar ] Estabilidad Orbital

Una órbita geoestacionaria sólo se puede conseguir a una altitud muy cerca de 35.786 kilometros (22.236 millas), y directamente encima del ecuador. Esto equivale a una velocidad orbital de 3,07 km / s (1,91 km / s) o en un período de 1.436 minutos, lo que equivale a casi exactamente un día sideral o 23,934461223 horas. Esto asegura que el satélite está bloqueado en el período de rotación de la Tierra y tiene un estacionario huella en el suelo. Todos los satélites geoestacionarios tienen que estar situados en este anillo.

Una combinación de lunar gravedad, solar gravedad, y el aplanamiento de la Tierra en sus polos provoca un movimiento de precesión del plano de la órbita geoestacionaria de cualquier objeto, con un período de aproximadamente 53 años y un gradiente de inclinación inicial de alrededor de 0,85 grados por año, lograr una inclinación máxima de 15 grados después de 26,5 años. Para corregir esta perturbación orbital , regulares stationkeeping orbitales maniobras son necesarias, por un delta-v de aproximadamente 50 m / s por año.

Un segundo efecto que debe tenerse en cuenta es la deriva longitud, causado por la asimetría de la Tierra - el ecuador es ligeramente elíptica. Hay dos estable (a 75.3 ° E y 104.7 ° W) y dos inestable (a 165,3 ° E y 14,7 º W) puntos de equilibrio. Cualquier objeto geoestacionaria situada entre los puntos de equilibrio que (sin ninguna acción) se lentamente acelera hacia la posición de equilibrio estable, provocando una variación de longitud periódica. La corrección de este efecto requiere de control orbital de maniobras con un máximo delta-v de aproximadamente 2 m / s por año, dependiendo de la longitud deseada.

El viento solar y la presión de radiación también ejercen fuerzas pequeños satélites que, con el tiempo, hacen que se deriva lentamente lejos de sus órbitas prescritas.

En ausencia de misiones de mantenimiento de la tierra o un método de propulsión renovables, el consumo de hélice propulsora para los lugares teneduría de estación-a la limitación de la vida útil del satélite.

[ editar ] Comunicaciones

Los satélites en órbitas geoestacionarias son lo suficientemente lejos de la Tierra que la latencia de la comunicación se vuelve importante - alrededor de un cuarto de segundo para un viaje de un transmisor terrestre al satélite y de nuevo a otro transmisor terrestre, cerca de medio segundo para una comunicación de ida y vuelta desde la estación de la Tierra a otro y luego de vuelta a la primera.

Por ejemplo, para las estaciones de tierra en las latitudes de φ = ± 45 ° en el mismo meridiano como el satélite, el tiempo que tarda una señal al pasar entre la Tierra y el satélite y de regreso se puede calcular usando la regla del coseno , dada la órbita geoestacionaria radio r (derivado a continuación), el radio de la Tierra R y la velocidad de la luz c, como se

\ Frac {1} {c} \ sqrt {R ^ 2 + r ^ 2 - 2 R r \ cos \ phi} \ approx253 \, \ mathrm {ms}

(Tenga en cuenta que r es el radio de la órbita, la distancia desde el centro de la Tierra, no a la altura sobre el ecuador.)

Este retraso presenta problemas para las aplicaciones sensibles a la latencia, como la comunicación de voz o juegos en línea. [6]

Los satélites geoestacionarios están directamente encima de la línea del Ecuador, y se convierten más en el cielo cuanto más al norte o al sur se viaja. A medida que aumenta la latitud del observador, la comunicación se hace más difícil debido a factores tales como la refracción atmosférica, la emisión térmica de la Tierra, las obstrucciones de la línea de la vista y reflexiones de la señal desde el suelo o estructuras cercanas. En latitudes por encima de aproximadamente 81 °, los satélites geoestacionarios están bajo el horizonte y no puede ser visto en absoluto. [7]

[ edit ] Asignación Orbit

Los satélites en órbita geoestacionaria, todos deben ocupar un solo anillo por encima del ecuador . El requisito de espacio de estos satélites separadas para evitar perjudicial interferencia de radiofrecuencia durante las operaciones significa que hay un número limitado de orbitales "ranuras" disponibles, por tanto, sólo un número limitado de los satélites pueden ser operados en órbita geoestacionaria. Esto ha dado lugar a conflictos entre los diferentes países que deseen acceder a las mismas ranuras orbitales (países cercanos a la misma longitud pero diferentes latitudes ) y las frecuencias de radio. Estos conflictos se abordan a través de la Unión Internacional de Telecomunicaciones mecanismo de asignación 's. [8] [9] En la Declaración de 1976 Bogotá, ocho países ubicados en el ecuador de la Tierra reclama la soberanía sobre las órbitas geoestacionarias por encima de su territorio, pero los reclamos no obtuvieron reconocimiento internacional . [10]

[ editar ] Limitaciones a la vida utilizable de los satélites geoestacionarios

Cuando se les acaba de hélice de combustible, los satélites están en el final de su vida útil, ya que ya no son capaces de mantener en su posición asignada orbital. Los transpondedores y otros sistemas de a bordo generalmente sobreviven a la hélice de combustible y, al detener la estación de mantenimiento de NS, algunos satélites pueden seguir utilizándose en órbitas inclinadas (donde la pista orbital parece seguir una figura de ocho bucle centrado en el ecuador), [11 ] [12] o bien ser elevado a un "cementerio" órbita de eliminación .

[ editar ] Derivación de altitud geoestacionaria

En cualquier órbita circular, la fuerza centrípeta necesaria para mantener la órbita (F c) es proporcionado por la fuerza gravitatoria sobre el satélite (F g). Para el cálculo de la altitud de la órbita geoestacionaria, se parte de esta equivalencia:

\ Vec {F} _ \ text {c} = \ vec {F} _ \ text {g}

Por la segunda ley de Newton del movimiento, podemos reemplazar los F fuerzas con la masa m del objeto multiplicada por la aceleración que siente el objeto debido a que la fuerza:

m \ vec {a} _ \ texto {c} = m \ vec {g}

Observamos que la masa del satélite m aparece en ambos lados -. Órbita geoestacionaria es independiente de la masa del satélite [13] Por lo tanto el cálculo de la altitud simplifica el cálculo en el punto en el que las magnitudes de la aceleración centrípeta necesaria para el movimiento orbital y el aceleración gravitacional proporcionada por la gravedad de la Tierra son iguales.

La aceleración centrípeta magnitud 's es:

| \ Mathbf {a} _ \ text {c} | = \ omega ^ 2 r

donde ω es la velocidad angular , y r es el radio orbital, medida desde el centro de la Tierra de la masa.

La magnitud de la aceleración de la gravedad es:

| \ Mathbf {g} | = \ frac {G} M {r ^ 2}

donde M es la masa de la Tierra, 5,9736 × 24 10 kg, y G es la constante gravitacional , 6,67428 ± 0,00067 × 10 -11 m 3 kg -1 s -2.

Igualando las dos aceleraciones se obtiene:

r ^ 3 = \ frac {GM} {\ omega ^ 2} \ to r = \ sqrt [3] {\ frac {GM} {\ omega ^ 2}}

El GM producto es conocido con una precisión mucho mayor que cualquiera de los dos factores por sí solo, sino que se conoce como la constante gravitacional geocéntrica μ = 398,600.4418 ± 0,0008 km 3 s -2:

r = \ sqrt [3] {\ frac \ mu {\ omega ^ 2}}

La velocidad angular ω se obtiene dividiendo el ángulo viajó en una revolución (360 ° = 2π rad) por el período orbital (el tiempo que tarda en completar una revolución completa). En el caso de una órbita geoestacionaria, el período orbital es un día sideral o los segundos 86,164.09054). [14] Esto se obtiene:

\ Omega \ approx \ frac {2 \ mathrm \ pi ~ \ mathrm {rad}} {86 \, 164 ~ \ mathrm {s}} \ approx 7,2921 \ times 10 ^ {-5} ~ \ mathrm {rad} / \ mathrm {s}

El radio orbital resultante es 42.164 kilometros (26.199 millas). Restando el radio ecuatorial de la Tierra , 6.378 kilometros (3.963 millas), da la altitud de 35.786 kilometros (22.236 millas).

Velocidad orbital (con qué rapidez el satélite se mueve a través del espacio) se calcula multiplicando la velocidad angular por el radio orbital:

v = \ omega r \ aproximadamente 3,0746 ~ \ mathrm {km} / \ mathrm {s} \ aproximadamente 11 \, 068 ~ {\ mathrm {km} / \ mathrm {h} \ aproximadamente 6877,8 ~ \ mathrm {} mph texto \ .}

Por la misma fórmula que podemos encontrar la órbita geoestacionaria de tipo de un objeto en relación a Marte (este tipo de órbita anteriormente se conoce como una órbita areostationary si es superior a Marte). La constante gravitacional geocéntrica GM (que es μ) para Marte tiene un valor de 42.828 kilometros 3 s -2, y el conocido período de rotación (T) de Marte es 88,642.66 segundos. Desde ω = 2π / T, utilizando la fórmula anterior, el valor de ω se encuentra que es aproximadamente 7,088218 x 10 -5 s -1. Por lo tanto, r 3 = 8.5243 × 10 12 km 3, cuya raíz cúbica es 20.427 kilometros, restando el radio ecuatorial de Marte (3,396.2 kilometros) tenemos 17.031 kilometros.

[ editar ] Véase también

[ editar ] Notas y referencias

  1. ^ Noordung, Hermann; et al. (1995) [1929]. El problema con los viajes espaciales. Traducción del original en alemán. DIANE Publishing. 72 pp. ISBN 978-0-7881-1849-4 .
  2. ^ "(mensaje Korvus es enviado) a un edificio pequeño, en cuclillas en las afueras de aterrizaje del Norte. Fue lanzado al cielo .... Es ... llegamos a la estación de relé viejo y gastado, ... cuando llegó a una estación espacial sólo 500 kilómetros sobre la ciudad de Desembarco del Norte. "Smith, George O. (1976). The Complete equiláteros Venus. New York: Ballantine Books. pp 3-4. ISBN 0-345-25551-8-185 .
  3. ^ "Por tanto, es muy posible que estas historias me han influenciado subconscientemente cuando ... Trabajé los principios de la comunicación sincrónica satellistes ...", op. cit, p. x
  4. ^ "Extra-Terrestres Relays - Can Rocket Estaciones Dar cobertura de Radio Worldwide?" . Arthur C. Clark. Octubre de 1945. http://www.clarkefoundation.org/docs/ClarkeWirelessWorldArticle.pdf . Consultado el 04/03/2009.
  5. ^ "Fundamentos de Vuelos Espaciales de la sección 1 de la parte 5 órbitas geoestacionarias" . NASA. http://www2.jpl.nasa.gov/basics/bsf5-1.php . Consultado el 06/21/2009.
  6. ^ La Red de Teledesic: El uso de órbita baja de la Tierra satélites para proporcionar banda ancha, inalámbrica, acceso en tiempo real a Internet en todo el mundo
  7. ^ http://www.ngs.noaa.gov/CORS/Articles/SolerEisemannJSE.pdf p. 123
  8. ^ [1] [ Link muerto ]
  9. ^ UIT Space División de Servicios
  10. ^ Oduntan, Gbenga. "La disputa Never Ending: Teorías jurídicos en el plano Demarcación de la Frontera entre el espacio aéreo y espacial espacio ultraterrestre" . http://www.herts.ac.uk/fms/documents/schools/law/HLJ_V1I2_Oduntan.pdf . Hertfordshire Law Journal, 1 (2), p. 75.
  11. ^ Hu Shi-Li, Han Yan-Ben, Ma Li-Hua, Pei Jun, Yin Zhi-Qiang Ji Hai-y Fu (2010). Más allá de la utilización del ciclo de vida de los satélites de comunicaciones geoestacionarios en End-of-Life, Comunicaciones por Satélite, Nazzareno Diodato (Ed.), ISBN 978-953-307-135-0 , InTech, "Más allá del ciclo de vida de Utilización de satélites de comunicaciones geoestacionarios en
  12. ^ "Inclinado operación órbita" . http://www.satsig.net/satellite/inclined-orbit-operation.htm .
  13. ^ En la aproximación cuerpo pequeño , la órbita geoestacionaria es independiente de la masa del satélite. Para los satélites con una masa inferior a μ M μerrar / 10 15 kg, es decir, más de un mil millones de veces la de la ISS , el error debido a la aproximación es menor que el error en lo universal geocéntrica constante gravitacional (y por lo tanto despreciable ).
  14. ^ Editado por Kenneth P. Seidelmann, "Suplemento de motivos de la Astronomical Almanac", Universidad Science Books, 1992, pp 700

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