Órbita heliosincrónica

Una órbita heliosincrónica (SSO), también llamada órbita heliosincrónica, 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. Más técnicamente, es una órbita dispuesta de manera que precese una revolución completa cada año, por lo que siempre mantiene la misma relación con el Sol.

Aplicaciones

Una órbita sincrónica con el Sol es útil para satélites meteorológicos, de reconocimiento y de imágenes, porque cada vez que el satélite está sobre su cabeza, el ángulo de iluminación de la superficie del planeta que está debajo 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 transportan instrumentos de teledetección oceánica y atmosférica. que requieren luz solar. Por ejemplo, un satélite en órbita heliosincrónica podría cruzar el ecuador doce veces al día, cada vez aproximadamente a las 15:00 hora local media.

Casos especiales de órbita sincrónica con el Sol son la órbita del mediodía/medianoche, donde el tiempo solar medio local de paso para latitudes ecuatoriales es alrededor del mediodía o la medianoche, y el amanecer/anochecer órbita, donde la hora media local de paso solar para latitudes ecuatoriales es alrededor del amanecer o el atardecer, de modo que el satélite viaja en el terminador entre el día y la noche. Montar el terminador es útil para satélites de radar activos, ya que los satélites & # 39; Los paneles solares siempre pueden ver el Sol, sin que la Tierra los ensombrezca. También es útil para algunos satélites con instrumentos pasivos que necesitan limitar la influencia del Sol en las mediciones, ya que siempre es posible apuntar 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, brindándoles una vista casi continua del Sol.

Precesión orbital

Una órbita sincrónica con el Sol 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 seguir el ritmo del movimiento de la Tierra alrededor del Sol. Esta precesión se logra ajustando la inclinación a la altitud de la órbita (ver Detalles técnicos) de manera que el abultamiento ecuatorial de la Tierra, que perturba las órbitas inclinadas, hace que el plano orbital de la nave espacial precese con la velocidad deseada. El plano de la órbita no está fijo en el espacio con respecto a las estrellas distantes, sino que gira lentamente alrededor del eje de la Tierra.

Las órbitas típicas sincrónicas con el Sol alrededor de la Tierra tienen una altitud de entre 600 y 800 km (370 y 500 millas), con períodos en el rango de 96 a 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.

Las órbitas sincrónicas con el Sol son posibles alrededor de otros planetas achatados, como Marte. Un satélite que orbita un planeta como Venus, que es casi esférico, necesitará un empujón exterior para mantener una órbita sincrónica con el Sol.

Detalles técnicos

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

${\displaystyle \Delta \Omega =-3\pi {\frac ¿Qué?$

dónde

J₂ = 1.08263×10⁻³ es el coeficiente para el segundo término zonal relacionado con la oblatividad de la Tierra,

R_E Entendido 6378 km es el radio promedio de la Tierra,

p es el recto semi-latus de la órbita,

i es la inclinación de la órbita al ecuador.

Una órbita será sincrónica con el sol cuando la tasa de precesión ρ = dΩ/dt es igual al movimiento medio de la Tierra alrededor del Sol n_E , que es 360° por año sidéreo (1,99096871×< /span>10⁻⁷ rad/s), por lo que debemos configurar n_E = ΔΩ_E/T_E = ρ = ΔΩ/T , 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

${\displaystyle T=2\pi {\sqrt {\frac {}{}{\mu}}}}}$

donde a es el semieje mayor de la órbita y μ es el parámetro gravitacional estándar del planeta (398600.440 km³/s² para la Tierra); como p ≈ a para una órbita circular o casi circular, se deduce que

${\displaystyle {\begin{aligned}\rho {\fnMicrosoft Sans Serif} {\fnMicrosoft Sans Serif}$

o cuando ρ es 360° por año,

${\displaystyle \cos i\approx - ¿Qué? }{3J_{2}R_{E} {2}{2}{\sqrt {\mu} }a^{7/2}=-\left({\frac {a}{12\,352{\text{ km}}}}\right)}{7/2}=-\left({\frac {\frac {T}{3.795{\h}}}}\right)}{7/3}}} {\f}}} {\f}}}} {\f}}}}}}}}}}}}}} {\$

Como ejemplo, con a = 7200 km, es decir, para una altitud a − R_{E< /sub>} ≈ 800 km de la nave espacial sobre la superficie de la Tierra, esta fórmula da una inclinación sincrónica con el Sol de 98,7°.

Tenga en cuenta que, según esta aproximación, cos i es igual a −1 cuando el semieje mayor es igual a 12352 km, lo que significa que solo las órbitas más bajas pueden ser el Sol -sincrónico. El período puede estar en el rango de 88 minutos para una órbita muy baja (a = < abarca datos-sort-value="7006655400000000000♠">6554 km, i = 96° ) a 3,8 horas (a = 12352 km, pero esta órbita sería ecuatorial, con i = 180°). Un período superior a 3,8 horas puede ser posible utilizando una órbita excéntrica con p <. 12352 km pero a > 12352 km .

Si se quiere que un satélite sobrevuele un lugar 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 realizar menos de 7 órbitas requeriría una altitud superior a la máxima para una órbita sincrónica con el Sol, y realizar más de 16 requeriría una órbita dentro de la Tierra. 39;s atmósfera o superficie. Las órbitas válidas resultantes se muestran en la siguiente tabla. (La tabla se ha calculado asumiendo los períodos indicados. El período orbital que debería usarse es en realidad un poco más largo. Por ejemplo, una órbita ecuatorial retrógrada que pasa sobre el mismo punto después de 24 horas tiene un período real de aproximadamente 365/364 ≈ 1,0027 veces más que el tiempo entre pasos elevados. Para órbitas no ecuatoriales, el factor está más cerca de 1.)

Orbits por día	Período h)		Altitud (km)	Máximo latitud	Inclin- ation
16	1+1/2	= 1:30	274	83,4°	96,6°
15	1+3/5	= 1:36	567	82,3°	97,7°
14	1+5/7	Entendido 1:43	894	81.0°	99.0°
13	1+11/13	Entendido 1:51	1262	79,3°	100,7°
12	2		1681	77,0°	103.0°
11	2+2/11	Entendido 2:11	2162	74,0°	106.0°
10	2+2/5	= 2:24	2722	69,9°	110,1°
9	2+2/3	= 2:40	3385	64,0°	116.0°
8	3		4182	54,7°	125,3°
7	3+3/7	Entendido 3:26	5165	37,9°	142.1°

Cuando se dice que una órbita sincrónica con el Sol pasa sobre un punto de la Tierra a la misma hora local cada vez, se refiere a la hora solar media, no a la hora solar aparente. El Sol no estará exactamente en la misma posición en el cielo durante el transcurso del año (ver Ecuación del tiempo y Analema).

Las órbitas heliosincrónicas se seleccionan principalmente para los satélites de observación de la Tierra, con una altitud normalmente entre 600 y 1000 km< /span> sobre la superficie de la Tierra. Sin embargo, incluso si una órbita permanece sincrónica con el Sol, otros parámetros orbitales, como el argumento del 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 lugar. La selección cuidadosa de la excentricidad y la ubicación del perigeo revela combinaciones específicas donde la tasa de cambio de las perturbaciones se minimiza y, por lo tanto, la órbita es relativamente estable: una órbita congelada, donde el movimiento de posición del periapsis es estable. El ERS-1, el ERS-2 y el Envisat de la Agencia Espacial Europea, así como las naves espaciales MetOp de EUMETSAT y RADARSAT-2 de la Agencia Espacial Canadiense, operan en órbitas congeladas sincrónicas con el Sol.