Órbita geosincrónica

Órbita geoestacionaria (fiel a escala):
marrón = observador; verde = satélite

Ferrocarriles IGSO con una pendiente de 30 ° y 63,4 °

Pista de satélite QZSS sobre Japón y Australia

Huella de un satélite geoestacionario

Una órbita geosincrónica es una órbita de satélite en la que el tiempo orbital alrededor de la Tierra coincide exactamente con el período de rotación de la Tierra ( día sideral ); el satélite orbita la Tierra de forma sincrónica con la rotación de la Tierra, pero no necesariamente de forma sincrónica en todos los momentos. Dado que la sincronicidad no se aplica necesariamente a todos los puntos en el tiempo de la órbita, el satélite con excentricidades ≠ 0 puede adelantarse o retrasarse lateralmente temporalmente para un observador en la superficie terrestre y ascender o descender para inclinaciones orbitales ≠ 0 °. En el caso especial de la órbita geoestacionaria (inclinación de la órbita = 0 ° y excentricidad = 0), sin embargo, un satélite siempre está en el mismo punto en el cielo para el observador.

Dado que antes y después del viaje y los movimientos hacia arriba y hacia abajo reaccionan de manera muy sensible a las alteraciones en la inclinación y excentricidad orbital , las alteraciones orbitales causadas por las influencias gravitacionales del sol y la luna y la anisotropía del campo gravitacional de la Tierra son particularmente notables en las órbitas geosincrónicas. . Los satélites colocados allí necesitan combustible para corregir las interrupciones orbitales . Solo por esto, tienen una vida útil limitada .

Los satélites geoestacionarios se utilizan principalmente en el campo de las comunicaciones , pero también los satélites meteorológicos aprovechan esta órbita.

Clases de órbita

Las órbitas geosincrónicas tienen ángulos de inclinación de 0 ° (geoestacionario) a 90 ° ( órbita polar ) a 180 ° ( retrógrado , es decir, contrarrotación a la rotación de la tierra).

Órbita inclinada

Si la inclinación es diferente de 0 °, la órbita se llama órbita geosincrónica inclinada , órbita geosincrónica inclinada inglesa (IGSO) .

Dependiendo de la inclinación de la órbita o del ángulo de inclinación, se hace una distinción:

• Las órbitas de baja inclinación se conocen como órbita inclinada y son utilizadas por antiguos satélites de comunicaciones geoestacionarios para extender su vida útil cuando sus reservas de combustible están casi agotadas . Sin embargo, debido a que su posición en el cielo fluctúa, dichos satélites solo se pueden recibir con antenas profesionales con seguimiento de antena.
• El Quasi-Zenith Satellite System (QZSS) es un sistema de cuatro satélites que se utiliza para mejorar los sistemas de navegación por satélite en Japón. Los satélites se encuentran en una órbita inclinada de 45 ° con una excentricidad de 0.09 y un ángulo de perigeo ( argumento del perigeo ) de 270 ° durante ocho horas, casi verticalmente por encima de la isla.
• Las órbitas altamente elípticas de gran inclinación también se denominan órbitas de tundra .

Órbita geoestacionaria

El caso especial de una órbita circular con una dirección de rotación hacia el este y una inclinación de la órbita de 0 ° se llama geoestacionaria. La velocidad de la órbita es siempre de 3,075 kilómetros por segundo (11,070 km / h) y el radio de la órbita es de 42,164 km. Después de restar el radio ecuatorial de unos 6.378 km, esto corresponde a una distancia de unos 35.786 km hasta la superficie terrestre.

Cuando se ve desde la Tierra, un satélite geoestacionario parece estar parado en el cielo (está "estacionario") porque se mueve a la misma velocidad angular que el observador en la Tierra. Debido a esto, esta órbita se usa ampliamente para satélites de televisión y comunicaciones. Las antenas en el suelo se pueden fijar a un punto específico, y cada satélite siempre cubre la misma área de la tierra. Sin embargo, estos satélites generalmente enfocan sus antenas en regiones individuales ( áreas de cobertura ), de modo que las señales generalmente solo pueden recibirse en las áreas de transmisión.

Fórmulas

Para mantener un cuerpo de masa con velocidad angular en una trayectoria circular con el radio , una fuerza centrípeta es la fuerza ${\ Displaystyle m}$ ${\ Displaystyle \ omega}$${\ Displaystyle r}$

${\ Displaystyle F_ {1} = m \ omega ^ {2} r}$

necesario. En una órbita circular alrededor de un planeta, la gravedad es aproximadamente la única fuerza efectiva. A distancia , comenzando desde el centro del planeta, puede usar la fórmula ${\ Displaystyle r}$

${\ Displaystyle F_ {2} = {\ frac {GMm} {r ^ {2}}}}$

ser calculado. Denota la constante gravitacional y la masa del planeta. ${\ Displaystyle G}$${\ Displaystyle M}$

Dado que la gravedad es la única fuerza que mantiene al cuerpo en la trayectoria circular, su valor debe corresponder a la fuerza centrípeta. Se aplica lo siguiente:

${\ Displaystyle F_ {1} = F_ {2}}$

Al insertarlo da como resultado:

${\ Displaystyle m \ omega ^ {2} r = {\ frac {GMm} {r ^ {2}}}}$

Resolver para da: ${\ Displaystyle r}$

${\ Displaystyle r = {\ sqrt [{3}] {G {\ frac {M} {\ omega ^ {2}}}}}}$

La frecuencia angular resulta del período de rotación como: ${\ Displaystyle \ omega}$${\ Displaystyle t}$

${\ Displaystyle \ omega = {\ frac {2 \ pi} {t}}}$

Insertarlo en la fórmula para da: ${\ Displaystyle r}$

${\ Displaystyle r = {\ sqrt [{3}] {{\ frac {G} {4 \ pi ^ {2}}} Mt ^ {2}}}}$

Esta fórmula ahora determina el radio de la órbita geoestacionaria de un centro de masa comenzando desde el centro del planeta en consideración.

Para obtener la distancia de la órbita desde la superficie del planeta, por ejemplo, la altura de un satélite geoestacionario sobre la superficie de la tierra, su radio debe restarse del resultado. Entonces tenemos:

${\ Displaystyle h = {\ sqrt [{3}] {{\ frac {G} {4 \ pi ^ {2}}} Mt ^ {2}}} - R_ {P}}$

donde denota el radio del planeta. ${\ Displaystyle R_ {P}}$

Si el planeta tiene un satélite (por ejemplo, la luna) con datos orbitales conocidos, la tercera ley de Kepler también se puede utilizar como alternativa.

${\ displaystyle {\ frac {T _ {\ text {Sáb}} ^ {2}} {T _ {\ text {Luna}} ^ {2}}} = {\ frac {r _ {\ text {Sáb} } ^ {3}} {r _ {\ text {luna}} ^ {3}}}}$

se aplican a satélites y satélites geoestacionarios.

En el ejemplo de un satélite terrestre, se pueden utilizar los datos de la órbita de la luna terrestre (duración de la órbita T _luna ≈ 655 h, semieje mayor de la órbita lunar r _luna ≈ 384.000 km, T _Sat = 23 h 56 min). Resuelto para el radio de la órbita del satélite geoestacionario, que es igual al radio de la órbita debido a la órbita circular, esto da como resultado:

${\ Displaystyle r _ {\ text {Sábado}} = {\ sqrt [{3}] {\ frac {r _ {\ text {luna}} ^ {3} \ cdot T _ {\ text {Sábado}} ^ {2}} {T _ {\ text {luna}} ^ {2}}}} \ approx 42000 \, \ mathrm {km}}$

La altura sobre la superficie del planeta, aquí la tierra, se obtiene nuevamente restando el radio del planeta.

historia

Velocidad de circulación en función de la altura de la banda.

La idea de un satélite geoestacionario fue publicada por primera vez por Herman Potočnik en su libro de 1928 The Problem of Navigating Space - The Rocket Motor .

En 1945, el escritor de ciencia ficción Arthur C. Clarke propuso colocar satélites en órbita geoestacionaria. La comunicación por radio en todo el mundo sería posible con tres satélites, cada uno con una desviación de 120 °. Supuso que los satélites podrían colocarse allí dentro de los próximos 25 años. Con Syncom 2 en órbita geosincrónica en 1963 y Syncom 3 en órbita geoestacionaria en 1964, su idea se hizo realidad mucho más rápidamente, después de unos 19 años.

La imagen de la derecha muestra el diagrama en el que Clarke presentó por primera vez sus ideas al público en la revista Wireless World .

Ver también

• Lista de satélites geoestacionarios

enlaces web

• Órbita de un satélite en el GEO ( Memento del 2 de marzo de 2009 en el Archivo de Internet )
• Escaneo de libros: el problema de navegar por el espacio. El motor cohete. por Herman Potočnik alias Hermann Noordung. consultado el 21 de enero de 2020

Evidencia individual

1. ^ La propuesta de 1945 de Arthur C. Clarke para comunicaciones por satélite geoestacionario