Órbita de transferencia geoestacionaria

Ejemplo de una transición del GTO al GSO.
Echo Estrella XVII· Tierra.

Una órbita de transferencia geosíncrona u órbita de transferencia geoestacionaria (GTO) es un tipo de órbita geocéntrica. Los satélites que están destinados a la órbita geosíncrona (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 alejado de la Tierra) es tan alto como la órbita geoestacionaria (o igualmente geosincrónica). Eso lo convierte en una órbita de transferencia de Hohmann entre LEO y GSO.

Si bien algunos satélites GEO se lanzan directamente a esa órbita, a menudo el vehículo de lanzamiento carece de la potencia necesaria para poner tanto el cohete como el satélite en esa órbita. En su lugar, se agrega combustible adicional al satélite, el vehículo de lanzamiento se lanza a una órbita de transferencia geoestacionaria y luego el satélite circulariza su órbita a altitud geoestacionaria. Esto se beneficia de la puesta en escena, los vehículos de lanzamiento y la masa de su estructura y motores no necesitan elevarse 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.

Descripción técnica

GTO es una órbita terrestre altamente elíptica con un apogeo de 42.164 km (26.199 mi), o 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. El argumento del perigeo es tal que el apogeo ocurre en o cerca del Ecuador. Perigeo puede estar por encima de la atmósfera, pero generalmente se limita a unos cientos kilómetros por encima de la superficie de la Tierra para reducir el lanzador delta-V (Δ Δ V{displaystyle Delta V}) requisitos y limitar la vida orbital del impulsor gastado para reducir la basura espacial. Si se utilizan motores de baja tensión como 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 tarda mucho más en alcanzar debido a la baja empuje inyectado en la órbita. El vehículo de lanzamiento típico inyecta el satélite a una órbita supersincrónica que tiene el apogeo por encima de 42.164 km. Los motores de baja tensión del satélite se mueven continuamente alrededor de las órbitas de transferencia geoestacionaria. La dirección y la magnitud del empuje se determinan generalmente para optimizar el tiempo de transferencia y/o la duración al mismo tiempo que satisfacen las limitaciones de la misión. El componente fuera de plano del empuje se utiliza para reducir la inclinación inicial establecida por la órbita de transferencia inicial, mientras que el componente en plan eleva simultáneamente el perigeo y reduce el apogeo de la órbita de transferencia geoestacionaria intermedia. En caso de utilizar la órbita de transferencia Hohmann, sólo unos días son necesarios para llegar a la órbita geosincrónica. Al utilizar motores de baja tensión o propulsión eléctrica, se requieren meses hasta que el satélite llegue a su órbita final.

La inclinación orbital de un GTO es el ángulo entre el plano orbital y el plano ecuatorial de la Tierra. Está determinado por la latitud del sitio de lanzamiento y el lanzamiento azimuth (dirección). La inclinación y la excentricidad deben reducirse a cero para obtener una órbita geoestacionaria. Si sólo la excentricidad de la órbita se reduce a cero, el resultado puede ser una órbita geosincrónica pero no será geoestacionaria. Porque... Δ Δ V{displaystyle Delta V} requerido para un cambio de plano es proporcional a la velocidad instantánea, la inclinación y la excentricidad se cambian generalmente en una sola maniobra apogeo, donde la velocidad es menor.

El requisito Δ Δ V{displaystyle Delta V} para un cambio de inclinación en el nodo ascendente o descendente de la órbita se calcula de la siguiente manera:

Δ Δ V=2Vpecado⁡ ⁡ Δ Δ i2.{displaystyle Delta V=2Vsin {frac {Delta - Sí.

Para un GTO típico con un eje semi-major de 24,582 km, la velocidad de perigeo es de 9,88 km/s y la velocidad de apogeo es de 1,64 km/s, haciendo claramente que el cambio de inclinación sea mucho menos costoso apogeo. En la práctica, el cambio de inclinación se combina con la circularización orbital (o "apogee kick") quemadura para reducir el total Δ Δ V{displaystyle Delta V} para las dos maniobras. El combinado Δ Δ V{displaystyle Delta V} es la suma vectorial del cambio de inclinación Δ Δ V{displaystyle Delta V} y la circularización Δ Δ V{displaystyle Delta V}, y como la suma de las longitudes de dos lados de un triángulo siempre excederá la longitud del lado restante, total Δ Δ V{displaystyle Delta V} en una maniobra combinada siempre será menos que en dos maniobras. El combinado Δ Δ V{displaystyle Delta V} puede calcularse de la siguiente manera:

Δ Δ V=Vt,a2+VGEO2− − 2Vt,aVGEO#⁡ ⁡ Δ Δ i,{displaystyle Delta V={sqrt [V_{t,a}{2}+V_{text{GEO}{2}-2V_{t,a}V_{text{GEO}cos Delta i}},}

Donde Vt,a{displaystyle V_{t,a} es la magnitud de la velocidad en el apogeo de la órbita de transferencia y VGEO{displaystyle V_{text{GEO}} es la velocidad en GEO.

Otras consideraciones

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 los que se encuentran en latitudes más altas. El cosmódromo ruso de Baikonur en Kazajistán 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 Centro Espacial de Guayana, el Ariane europeo y la instalación de lanzamiento rusa Soyuz operada por Europa, está a 5° norte. El "suspendido indefinidamente" Sea Launch lanzado desde una plataforma flotante directamente en el ecuador en el Océano Pacífico.

Los lanzadores prescindibles generalmente alcanzan GTO directamente, pero una nave espacial que ya se encuentra en una órbita terrestre baja (LEO) puede ingresar a 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" unido 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. La costa de 5 horas hasta el primer apogeo puede ser más larga que la vida útil de la batería del lanzador o 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 suele expresarse como la masa de la nave espacial en GTO, y este número será más alto que la carga útil que podría enviarse 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 6750 kg directamente a la órbita geoestacionaria.

Si la maniobra de GTO a GEO se va a realizar con un solo impulso, como con un solo motor de cohete sólido, el apogeo debe ocurrir en un cruce ecuatorial y en una altitud de órbita síncrona. Esto implica un argumento de perigeo de 0° o 180°. Debido a que el argumento del perigeo se ve perturbado lentamente por el achatamiento de la Tierra, generalmente se sesga en el lanzamiento para que alcance el valor deseado en el momento apropiado (por ejemplo, este suele ser el sexto apogeo en los lanzamientos de Ariane 5). Si la inclinación del GTO es cero, como con Sea Launch, esto no se aplica. (Tampoco se aplicaría a un GTO poco práctico inclinado a 63,4 °; consulte la órbita de Molniya).

La discusión anterior se ha centrado principalmente en el caso en 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, lo que requiere cinco lanzamientos de cohetes en la etapa superior, para colocar un satélite en GEO desde el sitio de alta inclinación del cosmódromo de Baikonur, en Kazajstán. Debido a las consideraciones de seguridad de alta latitud y rango 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) están 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.