La órbita geoestacionaria (OSG) es una órbita circular ubicada sobre el ecuador terrestre ( 0° de latitud), siendo sobre la cual, un satélite artificial gira alrededor del planeta con una velocidad angular igual a la velocidad angular de rotación de la Tierra alrededor de su eje. En el sistema de coordenadas horizontales, la dirección hacia el satélite no cambia ni en azimut ni en altura sobre el horizonte: el satélite "cuelga" inmóvil en el cielo . Por lo tanto, una antena parabólica , una vez dirigida a dicho satélite, permanece todo el tiempo dirigida a él. La órbita geoestacionaria es un tipo de órbita geosíncrona y se utiliza para albergar satélites artificiales (comunicaciones, radiodifusión, etc.).
El satélite debe estar orientado en la dirección de rotación de la Tierra, a una altitud de 35.786 km sobre el nivel del mar ( consulte a continuación el cálculo de la altitud OSG ). Es esta altura la que proporciona al satélite un período de revolución igual al período de rotación de la Tierra con respecto a las estrellas ( día sideral : 23 horas 56 minutos 4,091 segundos).
La idea de utilizar satélites geoestacionarios con fines de comunicación fue expresada por el teórico de la cosmonáutica esloveno German Potochnik [1] en 1928 .
Las ventajas de la órbita geoestacionaria se hicieron ampliamente conocidas después de la publicación de un artículo de divulgación científica de Arthur Clark en la revista " Wireless World " en 1945 [2] , por lo tanto, en Occidente, las órbitas geoestacionarias y geosincrónicas a veces se denominan " órbitas de Clark ", y Se denomina " cinturón de Clark " a la zona del espacio exterior a una distancia de 36.000 km sobre el nivel del mar en el plano del ecuador terrestre, donde los parámetros orbitales son próximos a los geoestacionarios. El primer satélite lanzado con éxito a GEO fue Syncom-3 lanzado por la NASA en agosto de 1964 .
Un satélite en órbita geoestacionaria está inmóvil en relación con la superficie de la Tierra [3] , por lo que su ubicación en órbita se denomina punto fijo . Como resultado, una antena direccional orientada al satélite y fijada a él puede mantener una conexión constante con este satélite durante mucho tiempo.
La órbita geoestacionaria solo se puede asegurar con precisión en un círculo justo por encima del ecuador, con una altitud muy cercana a los 35.786 km .
Si los satélites geoestacionarios fueran visibles en el cielo a simple vista, entonces la línea en la que serían visibles coincidiría con el "cinturón de Clark" para esta área. Los satélites geoestacionarios, gracias a los puntos de posición disponibles, son cómodos de usar para las comunicaciones por satélite: una vez orientada, la antena siempre estará dirigida al satélite seleccionado (si no cambia de posición).
Para transferir satélites de una órbita de baja altitud a una geoestacionaria, se utilizan órbitas de transferencia geoestacionaria (geotransferencia) ( GPO ): órbitas elípticas con un perigeo a una altitud baja y un apogeo a una altitud cercana a la órbita geoestacionaria.
Una vez finalizada la vida útil activa (SAS) del combustible restante, el satélite debe transferirse a una órbita de eliminación situada entre 200 y 300 km por encima de la OSG.
Existen catálogos de objetos en órbita geoestacionaria [4] .
En órbita geoestacionaria, el satélite no se acerca a la Tierra y no se aleja de ella, y además, mientras gira con la Tierra, se encuentra constantemente sobre cualquier punto del ecuador. Por lo tanto, las fuerzas de la gravedad y la fuerza centrífuga que actúan sobre el satélite deben equilibrarse entre sí. Para calcular la altura de la órbita geoestacionaria, se pueden utilizar los métodos de la mecánica clásica y, habiendo cambiado al marco de referencia del satélite, se procede a partir de la siguiente ecuación:
,donde está la fuerza de inercia, y en este caso, la fuerza centrífuga; es la fuerza gravitacional. La magnitud de la fuerza gravitacional que actúa sobre el satélite se puede determinar a partir de la ley de gravitación universal de Newton :
,donde es la masa del satélite, es la masa de la Tierra en kilogramos , es la constante gravitatoria , y es la distancia en metros desde el satélite al centro de la Tierra, o, en este caso, el radio de la órbita.
La magnitud de la fuerza centrífuga es:
,donde es la aceleración centrípeta que ocurre durante el movimiento circular en órbita.
Como puedes ver, la masa del satélite está presente como un factor en las expresiones para la fuerza centrífuga y para la fuerza gravitacional, es decir, la altura de la órbita no depende de la masa del satélite, lo cual es cierto para cualquier órbita [5] y es una consecuencia de la igualdad de la masa gravitacional e inercial . En consecuencia, la órbita geoestacionaria está determinada únicamente por la altura a la que la fuerza centrífuga será igual en valor absoluto y de dirección opuesta a la fuerza gravitacional creada por la atracción de la Tierra a una altura determinada.
La aceleración centrípeta es:
,donde es la velocidad angular del satélite, en radianes por segundo.
Hagamos una aclaración importante. De hecho, la aceleración centrípeta tiene un significado físico solo en el marco de referencia inercial, mientras que la fuerza centrífuga es la llamada fuerza imaginaria y tiene lugar exclusivamente en marcos de referencia (coordenadas) que están asociados con cuerpos en rotación. La fuerza centrípeta (en este caso, la fuerza de la gravedad) provoca la aceleración centrípeta. El valor absoluto de la aceleración centrípeta en el marco de referencia inercial es igual a la centrífuga en el marco de referencia asociado en nuestro caso al satélite. Por tanto, además, teniendo en cuenta la observación realizada, podemos utilizar el término "aceleración centrípeta" junto con el término "fuerza centrífuga".
Igualando las expresiones de las fuerzas gravitacional y centrífuga con la sustitución de la aceleración centrípeta, obtenemos:
.Reduciendo , trasladando a la izquierda y a la derecha, obtenemos:
o
.Puede escribir esta expresión de manera diferente, reemplazándola con - la constante gravitatoria geocéntrica:
La velocidad angular se calcula dividiendo el ángulo recorrido en una revolución ( radianes) por el período de revolución (el tiempo que se tarda en completar una revolución en la órbita: un día sidéreo , o 86.164 segundos ). Obtenemos:
rad/sEl radio orbital resultante es de 42.164 km . Restando el radio ecuatorial de la Tierra, 6378 km, obtenemos una altura de 35.786 km .
Puedes hacer los cálculos de otras formas. La altura de la órbita geoestacionaria es aquella distancia desde el centro de la Tierra donde la velocidad angular del satélite, que coincide con la velocidad angular de rotación de la Tierra, genera una velocidad orbital (lineal) igual a la primera velocidad espacial (para asegurar una órbita circular) a una altitud dada.
La velocidad lineal de un satélite que se mueve a una velocidad angular a una distancia del centro de rotación es
La primera velocidad de escape a una distancia de un objeto de masa es
Igualando los lados derechos de las ecuaciones entre sí, llegamos a la expresión obtenida anteriormente para el radio de la OSG :
La velocidad de movimiento en la órbita geoestacionaria se calcula multiplicando la velocidad angular por el radio de la órbita:
km/sEsto es aproximadamente 2,5 veces menor que la primera velocidad de escape , que es de 8 km/s en una órbita cercana a la Tierra (con un radio de 6400 km). Como el cuadrado de la velocidad de una órbita circular es inversamente proporcional a su radio,
luego se logra una disminución de la velocidad con respecto a la primera velocidad espacial aumentando el radio de la órbita en más de 6 veces.
Longitud de la órbita geoestacionaria: . Con un radio de órbita de 42.164 km , obtenemos una longitud de órbita de 264.924 km .
La longitud de la órbita es extremadamente importante para calcular los " puntos de estación " de los satélites.
Un satélite que circula en una órbita geoestacionaria está bajo la influencia de una serie de fuerzas (perturbaciones) que modifican los parámetros de esta órbita. En particular, tales perturbaciones incluyen perturbaciones lunares-solares gravitatorias, la influencia de la falta de homogeneidad del campo gravitatorio de la Tierra, la elipticidad del ecuador, etc. La degradación de la órbita se expresa en dos fenómenos principales:
1) El satélite se mueve a lo largo de la órbita desde su posición orbital original hacia uno de los cuatro puntos de equilibrio estable, los llamados. "Pozos potenciales de órbita geoestacionaria" (sus longitudes son 75,3 ° E, 104,7 ° W, 165,3 ° E y 14,7 ° W) sobre el ecuador de la Tierra;
2) La inclinación de la órbita hacia el ecuador aumenta (desde el 0 inicial) a razón de unos 0,85 grados por año y alcanza un valor máximo de 15 grados en 26,5 años.
Para compensar estas perturbaciones y mantener el satélite en la posición designada, el satélite está equipado con un sistema de propulsión ( cohete químico o eléctrico ). El encendido periódico de los propulsores (corrección "norte-sur" para compensar el aumento de la inclinación de la órbita y "oeste-este" para compensar la deriva a lo largo de la órbita) mantiene al satélite en la posición designada. Tales inclusiones se hacen varias veces en 10-15 días. Es significativo que la corrección norte-sur requiera un incremento mucho mayor en la velocidad característica (alrededor de 45-50 m/s por año) que para la corrección longitudinal (alrededor de 2 m/s por año). Para garantizar la corrección de la órbita del satélite durante todo el período de su funcionamiento (12-15 años para los modernos satélites de televisión), se requiere un importante suministro de combustible a bordo (cientos de kilogramos en el caso de un motor químico). El motor de cohete químico del satélite tiene un suministro de combustible de desplazamiento (gas a presión - helio), funciona con componentes de alto punto de ebullición a largo plazo (generalmente dimetilhidrazina asimétrica y tetróxido de dinitrógeno ). Varios satélites están equipados con motores de plasma. Su empuje es significativamente menor en relación a los químicos, sin embargo, su mayor eficiencia permite (debido a un largo trabajo, medido en decenas de minutos para una sola maniobra) reducir radicalmente la masa de combustible requerida a bordo. La elección del tipo de sistema de propulsión está determinada por las características técnicas específicas del aparato.
El mismo sistema de propulsión se usa, si es necesario, para maniobrar el satélite a otra posición orbital. En algunos casos (generalmente al final de la vida útil del satélite), para reducir el consumo de combustible, se detiene la corrección de la órbita norte-sur y el combustible restante se usa solo para la corrección oeste-este.
La reserva de combustible es el principal factor limitante en el SAS de un satélite en órbita geoestacionaria (salvo fallos de los componentes del propio satélite). Sin embargo, algunos países están experimentando con el reabastecimiento de combustible de satélites en vivo directamente en el GEO para extender el SAS [6] [7] .
La comunicación a través de satélites geoestacionarios se caracteriza por grandes retrasos en la propagación de la señal. Con una altitud orbital de 35.786 km y una velocidad de la luz de unos 300.000 km/s , la trayectoria del haz Tierra-satélite requiere aproximadamente 0,12 s, la trayectoria del haz Tierra (transmisor) → satélite → Tierra (receptor) ≈0,24 s (es decir , la latencia total (medida por la utilidad Ping ) al usar comunicaciones satelitales para recibir y transmitir datos será de casi medio segundo). Teniendo en cuenta el retraso de la señal en los equipos satelitales, en los equipos y en los sistemas de transmisión por cable de los servicios terrestres, el retraso total de la señal a lo largo de la ruta “fuente de la señal → satélite → receptor” puede alcanzar los 2–4 segundos [8] . Tal retraso dificulta el uso de satélites OSG en telefonía y hace imposible el uso de comunicaciones por satélite utilizando OSG en varios servicios en tiempo real (por ejemplo, en juegos en línea ) [9] .
Dado que la órbita geoestacionaria no es visible desde latitudes altas (aproximadamente desde los 81° hacia los polos), y en latitudes superiores a los 75° se observa muy bajo sobre el horizonte (en condiciones reales, los satélites simplemente quedan ocultos por objetos que sobresalen y el terreno) y solo una pequeña parte de la órbita es visible ( ver . tabla ), luego en las regiones de alta latitud del Extremo Norte (Ártico) y la Antártida, la comunicación y la transmisión de televisión usando OSG es imposible [10] . Por ejemplo, los exploradores polares estadounidenses en la estación Amundsen-Scott utilizan un cable de fibra óptica de 1.670 kilómetros de largo para comunicarse con el mundo exterior (telefonía, Internet) a 75°S. sh. la estación francesa Concordia , desde la que ya son visibles varios satélites geoestacionarios americanos [11] .
Tabla del sector observado de la órbita geoestacionaria según la latitud del lugar
Todos los datos se dan en grados y sus fracciones.
latitud _ |
Sector visible de la órbita | |
---|---|---|
Sector teórico |
Sector real (teniendo en cuenta el relieve) [12] | |
90 | -- | -- |
82 | -- | -- |
81 | 29.7 | -- |
80 | 58,9 | -- |
79 | 75.2 | -- |
78 | 86.7 | 26.2 |
75 | 108.5 | 77 |
60 | 144.8 | 132.2 |
cincuenta | 152.8 | 143.3 |
40 | 157.2 | 149.3 |
veinte | 161.5 | 155.1 |
0 | 162.6 | 156.6 |
La tabla muestra, por ejemplo, que si en la latitud de San Petersburgo (~60°) el sector visible de la órbita (y, en consecuencia, el número de satélites recibidos) es el 84% del máximo posible (en el ecuador ), luego en la latitud de la península de Taimyr (~75°) el sector visible es del 49%, y en la latitud de Svalbard y Cabo Chelyuskin (~78°) es solo el 16% del observado en el ecuador. En este sector de la órbita en la región de Taimyr , caen 1 - 2 satélites (no siempre el operador necesario).
Uno de los inconvenientes más molestos de la órbita geoestacionaria es la reducción y ausencia total de señal en una situación en la que el sol y el satélite están alineados con la antena receptora (la posición del "sol detrás del satélite"). Este fenómeno también es inherente a otras órbitas, pero es en la órbita geoestacionaria, cuando el satélite está “estacionario” en el cielo, donde se manifiesta de forma especialmente clara. En las latitudes medias del hemisferio norte, la interferencia solar se manifiesta en los períodos del 22 de febrero al 11 de marzo y del 3 al 21 de octubre, con una duración máxima de hasta diez minutos [13] . En esos momentos con tiempo despejado, los rayos del sol enfocados por el revestimiento brillante de la antena pueden incluso dañar (derretir o sobrecalentar) el equipo transceptor de la antena del satélite [14] .
El uso de la órbita geoestacionaria plantea una serie de problemas no solo técnicos, sino también legales internacionales. La ONU, así como sus comités y otras agencias especializadas, hacen una contribución significativa a su resolución.
Algunos países ecuatoriales en diferentes momentos hicieron reclamos (por ejemplo, la Declaración sobre el Establecimiento de la Soberanía en la sección OSG, firmada en Bogotá por Brasil , Colombia , Congo , Ecuador , Indonesia , Kenia , Uganda y Zaire el 3 de diciembre de 1976 [15 ] ) extender su soberanía a la parte del espacio ultraterrestre situada sobre sus territorios, por donde pasan las órbitas de los satélites geoestacionarios. En particular, se afirmó que la órbita geoestacionaria es un factor físico asociado a la existencia de nuestro planeta y completamente dependiente del campo gravitatorio de la Tierra, y por lo tanto las partes correspondientes del espacio (segmentos de la órbita geoestacionaria) son, como eran, una extensión de los territorios sobre los que se asientan. La disposición correspondiente se encuentra consagrada en la Constitución Política de Colombia [16] .
Estas afirmaciones de los estados ecuatoriales fueron rechazadas por ser contrarias al principio de no apropiación del espacio exterior. En el Comité de la ONU sobre el Espacio Exterior, tales declaraciones fueron criticadas. Primero, no se puede reclamar la apropiación de ningún territorio o espacio ubicado a una distancia tan significativa del territorio del estado en cuestión. En segundo lugar, el espacio ultraterrestre no está sujeto a apropiación nacional. En tercer lugar, es técnicamente incompetente hablar de cualquier relación física entre el territorio estatal y una región tan remota del espacio. Finalmente, en cada caso individual, el fenómeno de un satélite geoestacionario está asociado a un objeto espacial específico. Si no hay satélite, entonces no hay órbita geoestacionaria.
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