Órbita de transferencia geoestacionaria

Un ejemplo de maniobra de elevación de órbita: una transición de GTO a GEO. Trayectoria de EchoStar XVII · Tierra .     

En el diseño de misiones espaciales, una órbita de transferencia geoestacionaria ( GTO ) u órbita de transferencia geosíncrona es un tipo de órbita geocéntrica altamente elíptica , generalmente con un perigeo tan bajo como la órbita terrestre baja (LEO) y un apogeo tan alto como la órbita geoestacionaria (GEO). Los satélites destinados a la órbita geosíncrona (GSO) o GEO a menudo se colocan en una GTO como paso intermedio para alcanzar su órbita final. ^{[ 1 ]} Los fabricantes de vehículos de lanzamiento suelen anunciar la cantidad de carga útil que el vehículo puede colocar en una GTO. ^{[ 2 ]}

Las órbitas geoestacionarias y geosíncronas son muy deseables para muchos satélites de comunicaciones y observación de la Tierra . Sin embargo, el delta-v , y por lo tanto el costo financiero, de enviar una nave espacial a dichas órbitas es muy alto debido a su gran radio orbital. Una GTO es una órbita intermedia que se utiliza para hacer este proceso más eficiente. Los operadores de satélites a menudo utilizan un vehículo de lanzamiento de alto empuje y baja eficiencia para colocar su satélite en GTO, y luego, después de separar el vehículo de lanzamiento, utilizan propulsores de bajo empuje y alta eficiencia a bordo del propio satélite para circularizar su órbita (a GEO). Esta arquitectura de misión es útil porque minimiza la masa que la nave espacial debe desplazar a GEO, permite encendidos de circularización de máxima eficiencia aprovechando el efecto Oberth , y permite que el vehículo de lanzamiento agotado desorbite principalmente por aerofrenado debido a su bajo perigeo, minimizando su vida útil orbital .

GTO es una órbita terrestre altamente elíptica con un apogeo (el punto en la órbita de la luna o un satélite en el que está más lejos de la tierra) de 42.164 km (26.199 mi) , ^{[ 3 ]} o una altura de 35.786 km (22.236 mi) sobre el nivel del mar, que corresponde a la altitud geoestacionaria. El período de una órbita de transferencia geosíncrona estándar es de aproximadamente 10,5 horas. ^{[ 4 ]} El argumento del perigeo es tal que el apogeo ocurre sobre o cerca del ecuador. El perigeo puede estar en cualquier lugar por encima de la atmósfera, pero generalmente se restringe a unos pocos cientos de kilómetros sobre la superficie de la Tierra para reducir el delta-V del lanzador (    ${\displaystyle \Delta V}$) requisitos y limitar la vida útil orbital del propulsor gastado para así reducir la basura espacial.

Si se utilizan motores de bajo empuje, como la propulsión eléctrica, para pasar de la órbita de transferencia a la órbita geoestacionaria, la órbita de transferencia puede ser supersíncrona (con un apogeo por encima de la órbita geosíncrona final). Sin embargo, este método requiere mucho más tiempo debido al bajo empuje inyectado en la órbita. ^{[ 5 ] [ 6 ]} El vehículo de lanzamiento típico inyecta el satélite en una órbita supersíncrona con un apogeo por encima de 42 164  km. Los motores de bajo empuje del satélite impulsan continuamente alrededor de las órbitas de transferencia geoestacionarias. La dirección y magnitud del empuje se determinan generalmente para optimizar el tiempo y/o la duración de la transferencia, cumpliendo al mismo tiempo con las restricciones de la misión. El componente de empuje fuera del plano se utiliza para reducir la inclinación inicial establecida por la órbita de transferencia inicial, mientras que el componente en el plano eleva simultáneamente el perigeo y reduce el apogeo de la órbita de transferencia geoestacionaria intermedia. En el caso de utilizar la órbita de transferencia de Hohmann, solo se requieren unos pocos días para alcanzar la órbita geosíncrona. Al utilizar motores de bajo empuje o propulsión eléctrica, se necesitan meses hasta que el satélite alcance su órbita final.

La inclinación orbital de una GTO es el ángulo entre el plano orbital y el plano ecuatorial de la Tierra . Está determinada por la latitud del sitio de lanzamiento y el acimut (dirección) de lanzamiento. Tanto la inclinación como la excentricidad deben reducirse a cero para obtener una órbita geoestacionaria. Si solo se reduce a cero la excentricidad de la órbita, el resultado puede ser una órbita geosíncrona, pero no será geoestacionaria. Debido a que la${\displaystyle \Delta V}$La fuerza necesaria para un cambio de plano es proporcional a la velocidad instantánea; la inclinación y la excentricidad generalmente se cambian juntas en una sola maniobra en el apogeo, donde la velocidad es mínima.

El requerido${\displaystyle \Delta V}$para un cambio de inclinación en el nodo ascendente o descendente de la órbita se calcula de la siguiente manera: ^{[ 7 ]}

${\displaystyle \Delta V=2V\sin {\frac {\Delta i}{2}}.}$

Para una GTO típica con un semieje mayor de 24.582  km, la velocidad en el perigeo es de 9,88  km/s y la velocidad en el apogeo es de 1,64  km/s, lo que claramente hace que el cambio de inclinación sea mucho menos costoso en el apogeo. En la práctica, el cambio de inclinación se combina con la maniobra de circularización orbital (o " impulso de apogeo ") para reducir el costo total.${\displaystyle \Delta V}$para las dos maniobras. La combinada${\displaystyle \Delta V}$es la suma vectorial del cambio de inclinación${\displaystyle \Delta V}$y la circularización${\displaystyle \Delta V}$y como la suma de las longitudes de dos lados de un triángulo siempre excederá la longitud del lado restante, total${\displaystyle \Delta V}$en una maniobra combinada siempre será menor que en dos maniobras. La combinada${\displaystyle \Delta V}$se puede calcular de la siguiente manera: ^{[ 7 ]}

${\displaystyle \Delta V={\sqrt {V_{t,a}^{2}+V_{\text{GEO}}^{2}-2V_{t,a}V_{\text{GEO}}\cos \Delta i}},}$

dónde${\displaystyle V_{t,a}}$es la magnitud de la velocidad en el apogeo de la órbita de transferencia y${\displaystyle V_{\text{GEO}}}$es la velocidad en GEO.

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 aquellos en latitudes más altas. El Cosmódromo de Baikonur de Rusia en Kazajstán está 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 SDSC de India está a 13,7° norte. El Centro Espacial de Guayana , la instalación de lanzamiento de Ariane europeo y Soyuz ruso operado por Europa , está a 5° norte . El Sea Launch "suspendido indefinidamente" se lanzó desde una plataforma flotante directamente en el ecuador en el Océano Pacífico .

Los lanzadores desechables generalmente alcanzan la órbita de transferencia geoestacionaria (GTO) directamente, pero una nave espacial que ya se encuentra en una órbita terrestre baja ( LEO ) puede entrar en la GTO disparando un cohete en la dirección de su órbita para aumentar su velocidad. Esto se hacía cuando se lanzaban naves espaciales geoestacionarias desde el transbordador espacial ; un "motor de impulso de perigeo" acoplado a la nave se encendía después de que el transbordador la hubiera liberado y se hubiera retirado a una distancia segura.

Aunque algunos lanzadores pueden llevar sus cargas útiles hasta la órbita geoestacionaria, la mayoría finaliza sus misiones liberándolas en la órbita de transferencia geoestacionaria (GTO). La nave espacial y su operador son entonces responsables de la maniobra para alcanzar la órbita geoestacionaria final. El descenso de 5 horas hasta el primer apogeo puede ser mayor que la duración de la batería del lanzador o la nave espacial, y en ocasiones la maniobra se realiza en un apogeo posterior o se divide entre varios apogeos. La energía solar disponible en la nave espacial sustenta la misión tras la separación del lanzador. Además, muchos lanzadores ahora transportan varios satélites en cada lanzamiento para reducir los costos totales, 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 generalmente se indica en función de la masa de la nave espacial hasta la órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), y este número será mayor que la carga útil que podría entregarse directamente a la órbita geoestacionaria (GEO).

Por ejemplo, la capacidad (adaptador y masa de la nave espacial) del Delta IV Heavy es de 14.200  kg a GTO, o 6.750  kg directamente a órbita geoestacionaria. ^{[ 2 ]}

Si la maniobra de GTO a GEO se realiza con un solo impulso, como con un solo motor de cohete sólido, el apogeo debe ocurrir en un cruce ecuatorial y a la altitud de la órbita síncrona. Esto implica un argumento de perigeo de 0° o 180°. Dado que el argumento de perigeo se ve lentamente afectado por el achatamiento de la Tierra, generalmente se ajusta durante el lanzamiento para que alcance el valor deseado en el momento adecuado (por ejemplo, suele ser el sexto apogeo en los lanzamientos de Ariane 5 ^{[ 8 ]} ). Si la inclinación de la GTO es cero, como en Sea Launch , esto no aplica. (Tampoco se aplicaría a una GTO poco práctica con una inclinación de 63,4°; véase 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 sola órbita de transferencia intermedia. En ocasiones se utilizan trayectorias más complejas. Por ejemplo, el Proton-M utiliza un conjunto de tres órbitas intermedias, que requieren cinco encendidos de la etapa superior del cohete, para colocar un satélite en GEO desde el sitio de alta inclinación del Cosmódromo de Baikonur , en Kazajistán . ^{[ 9 ]} Debido a la alta latitud de Baikonur y a las consideraciones de seguridad de alcance que impiden los lanzamientos directamente hacia el este, se requiere menos delta-v para transferir satélites a GEO mediante el uso de una órbita de transferencia supersíncrona donde el apogeo (y la maniobra para reducir la inclinación de la órbita de transferencia) se encuentran a una altitud superior a 35 786  km, la altitud geosíncrona. Proton incluso ofrece realizar una maniobra de apogeo supersíncrono hasta 15 horas después del lanzamiento. ^{[ 10 ]}

La órbita geoestacionaria es un tipo especial de órbita alrededor de la Tierra en la que un satélite orbita el planeta a la misma velocidad que la rotación terrestre. Esto significa que el satélite parece permanecer inmóvil con respecto a un punto fijo en la superficie terrestre. La órbita geoestacionaria se encuentra a una altitud aproximada de 35 786 kilómetros (22 236 millas) sobre el ecuador terrestre.

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