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Órbita geoestacionaria

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Simulación de una órbita geoestacionaria

Una órbita geoestacionaria o GEO es una órbita geosíncrona directamente encima del ecuador terrestre, con una excentricidad nula. Desde tierra, un objeto geoestacionario parece inmóvil en el suelo y, por tanto, es la órbita de mayor interés para los operadores de satélites artificiales (incluyendo satélites de comunicación y de televisón). Debido a que su latitud siempre es igual a 0º, las locaciones de los satélites sólo varían en su longitud.

La idea de un satélite geosíncrono para comunicaciones se publicó por primera vez en 1928 por Herman Poto?nik. La idea de órbita geoestacionaria se popularizó por el escritor de ciencia ficción Arthur C. Clarke en 1945 como una órbita útil para satélites de comunicaciones. En consencuencia, algunas veces se refiere a esta órbita como órbita de Clarke. De igual manera, el cinturón de Clarke es la zona del espacio, aproximadamente a 35.768 km sobre nivel del mar, en el plano del ecuador donde se puede conseguir órbitas geoestacionarias.

Las órbitas geoestacionarias son útiles debido a que un satélite parece estacionario respecto a un punto fijo de la Tierra en rotación. Como resultado, se puede apuntar una antena a una dirección fija y mantener un enlace con el satélite. El satélite orbita en la dirección de la rotación de la Tierra, a una altitud de 35.768 km. Esta altitud es significativa ya que produce un período orbital igual al período rotación de la Tierra, conocido como día sideral.

[editar] Uso

Las órbitas geoestacionarias solo se pueden conseguir muy cerca de un anillo de 35.768 km sobre el ecuador. En la práctica, esto significa que todos los satélites geoestacionarios deben estar en este anillo, lo que puede suponer problemas para satélites que han sido retirados al final de su vida útil. Tales satélites continuarán utilizando una órbita inclinada o se moverán a un órbita cementerio.

Se utiliza una órbita de transferencia geoestacionaria para trasladar un satélite desde órbita terrestre baja hasta una órbita geoestacionaria. Existe una red mundial de satélites de meteorológicos geoestacionarios que proporcionan imágenes del espectro visible e infrarrojo de la superficie y atmósfera de la Tierra. Entre estos satélites se incluyen:

Geostationary Operational Environmental Satellite, de Estados Unidos.
Meteosat, lanzados por la Agencia Espacial Europea y utilizados por la EUMETSAT.
GMS, de Japón.
INSAT, de la India.

La mayor parte de los satélites de comunicaciones y satélites de televisión operan desde órbitas geoestacionarias; los satélites de televisión rusos suelen utilizar órbitas de Molniya debido a las latitudes altas de su audiencia. El primer satélite situado en una órbita geoestacionaria fue el Syncom-3, lanzado por un cohete Delta-D en 1964.

[editar] Cálculo

En cualquier órbita circular, la aceleración centrípeta necesaria para mantener la órbita se obtiene por la fuerza gravitacional en el satélite. Para calcular la altitud de la órbita geoestacionaria se comienza con su equivalencia y se utiliza el hecho de que el período orbital es igual al día sideral:

F centripeta = F gravitacional

Por la segunda Ley de Newton del movimiento, se puede sustituir las fuerzas $F$ por la masa del objeto multiplicado por su aceleración resultando:

$m_mathrm{sat} cdot a_mathrm{centripeta} = m_mathrm{sat} cdot a_mathrm{gravitacional}$

Como la masa del satélite, $m s a t$ , aparece en ambos lados de la ecuación, la órbita geoestacionaria es independiente de la masa del satélite. Para calcular la altitud se simplifica calculando únicamente el punto donde las magnitudes de la aceleración centrípeta es igual a la aceleración de la gravedad producida por la Tierra.

La fórmula de la aceleración centrípeta es:

$|a_mathrm{centripeta}| = omega^2 cdot mathrm{r}$

Donde $?$ es la velocidad angular medida en radianes por segundo y $r$ es el radio orbital en metros medidos desde el centro de masas de la Tierra.

La fórmula de la aceleración gravitacional es:

$|a_mathrm{gravitacional}| = frac{G cdot M_mathrm{Tierra}}{r^2}$

Donde $M Tierra$ es la masa de la Tierra en kilogramos y $G$ es la constante de gravitación universal.

Al igualar las dos aceleraciones se obtiene:

$r^3 = frac{G cdot M_mathrm{Tierra}}{omega^2}$

$r = sqrt[3]{frac{G cdot M_mathrm{Tierra}}{omega^2}}$

Se puede sustituir la constante gravitacional multiplicada por la masa de la Tierra por el parámetro gravitacional estándar, $?$ , obteniendo:

$r = sqrt[3]{fracmu{omega^2}}$

La velocidad angular $?$ se obtiene al dividir el ángulo realizado en una revolución ( $360^circ = 2 cdot pi mathrm{rad}$ ) por su período orbital (el tiempo que tarda en realizar una revolución completa: un día sideral o 86164,09054 segundos). El resultado es:

$omega = frac{2 cdot pi}{86164 , mathrm{s}} = 7,29 cdot 10^{-5} , mathrm{rad} / mathrm{s}$

El radio orbital resultante es igual a 42.164 km. Restando el radio terrestre ecuatorial, 6.378 km, da una altitud de 35.768 km. La velocidad orbital se puede calcular multiplicando su velocidad angular por el radio orbital:

$v = omega cdot r = 3,07466 , mathrm{km/s} = 11.068 , mathrm{km/h}$

[editar] Limitaciones prácticas

Aunque una órbita geoestacionaria debería mantener a una satélite en una posición fija sobre el ecuador, las perturbaciones orbitales causan deriva lenta pero constante alejándolo de su localización geoestacionaria. Los satélites corrigen estos efectos mediante maniobras de estacionamiento. Cuando no existe misiones de mantenimiento, la vida útil de los satélites dependen de la cantidad de combustible que tienen y gastan en estas maniobras.

[editar] Véase también

Ascensor espacial

[editar] Enlaces externos

Basics of the Geostationary Orbit (en inglés)
Lista de satélites en órbita geoestacionaria (en inglés)