Órbita geoestacionária - Geostationary orbit

Dois satélites geoestacionários na mesma órbita
Uma visão de 5 ° × 6 ° de uma parte do cinturão geoestacionário, mostrando vários satélites geoestacionários. Aqueles com inclinação de 0 ° formam uma faixa diagonal ao longo da imagem; alguns objetos com pequenas inclinações para o Equador são visíveis acima desta linha. Os satélites são precisos, enquanto as estrelas criaram rastros estelares devido à rotação da Terra .

Uma órbita geoestacionária , também conhecida como órbita equatorial geosíncrona ( GEO ), é uma órbita geosíncrona circular 35.786 quilômetros (22.236 milhas) em altitude acima do equador da Terra (42.164 quilômetros de raio do centro da Terra) e seguindo a direção de rotação da Terra .

Um objeto em tal órbita tem um período orbital igual ao período de rotação da Terra, um dia sideral e, portanto, para os observadores terrestres, ele parece imóvel, em uma posição fixa no céu. O conceito de órbita geoestacionária foi popularizado pelo escritor de ficção científica Arthur C. Clarke na década de 1940 como uma forma de revolucionar as telecomunicações, e o primeiro satélite a ser colocado neste tipo de órbita foi lançado em 1963.

Os satélites de comunicação são freqüentemente colocados em uma órbita geoestacionária para que as antenas de satélite baseadas na Terra (localizadas na Terra) não tenham que girar para rastreá-los, mas podem ser apontadas permanentemente para a posição no céu onde os satélites estão localizados. Os satélites meteorológicos também são colocados nesta órbita para monitoramento em tempo real e coleta de dados, e satélites de navegação para fornecer um ponto de calibração conhecido e aumentar a precisão do GPS.

Os satélites geoestacionários são lançados por meio de uma órbita temporária e colocados em uma fenda acima de um ponto específico da superfície da Terra. A órbita requer alguma manutenção de posição para manter sua posição, e os satélites aposentados modernos são colocados em uma órbita de cemitério mais alta para evitar colisões.

História

Syncom 2, o primeiro satélite geossíncrono

Em 1929, Herman Potočnik descreveu as órbitas geossíncronas em geral e o caso especial da órbita geoestacionária da Terra em particular como órbitas úteis para estações espaciais . O primeiro aparecimento de uma órbita geoestacionária na literatura popular foi em outubro de 1942, na primeira história de Venus Equilateral de George O. Smith , mas Smith não entrou em detalhes. O autor britânico de ficção científica Arthur C. Clarke popularizou e expandiu o conceito em um artigo de 1945 intitulado Extra-Terrestrial Relays - Can Rocket Stations Give Worldwide Radio Coverage? , publicado na revista Wireless World . Clarke reconheceu a conexão em sua introdução ao The Complete Venus Equilateral . A órbita, que Clarke primeiro descreveu como útil para satélites de comunicação de transmissão e retransmissão, às vezes é chamada de Órbita de Clarke. Da mesma forma, a coleção de satélites artificiais nesta órbita é conhecida como Cinturão Clarke.

Na terminologia técnica, a órbita é referida como uma órbita equatorial geoestacionária ou geossíncrona, com os termos usados ​​de forma intercambiável.

O primeiro satélite geoestacionário foi projetado por Harold Rosen enquanto trabalhava na Hughes Aircraft em 1959. Inspirado pelo Sputnik 1 , ele queria usar um satélite geoestacionário para globalizar as comunicações. As telecomunicações entre os EUA e a Europa eram então possíveis entre apenas 136 pessoas por vez, e dependiam de rádios de alta frequência e um cabo submarino .

A sabedoria convencional na época era que seria necessário muita potência de foguete para colocar um satélite em uma órbita geoestacionária e não sobreviveria o tempo suficiente para justificar as despesas, então os primeiros esforços foram feitos em direção a constelações de satélites em órbita terrestre baixa ou média . O primeiro deles foram os satélites Echo balloon passivos em 1960, seguidos pelo Telstar 1 em 1962. Embora esses projetos tivessem dificuldades com a intensidade do sinal e rastreamento, que poderiam ser resolvidos por meio de satélites geoestacionários, o conceito era visto como impraticável, então Hughes frequentemente negava fundos e suporte.

Em 1961, Rosen e sua equipe haviam produzido um protótipo cilíndrico com diâmetro de 76 centímetros (30 pol.), Altura de 38 centímetros (15 pol.), Pesando 11,3 quilos (25 lb), leve e pequeno o suficiente para ser colocado em órbita. Ele foi estabilizado por rotação com uma antena dipolo produzindo uma forma de onda em forma de panqueca. Em agosto de 1961, eles foram contratados para começar a construir o satélite real. Eles perderam o Syncom 1 por falha eletrônica, mas o Syncom 2 foi colocado com sucesso em uma órbita geossíncrona em 1963. Embora sua órbita inclinada ainda exigisse antenas móveis, foi capaz de retransmitir transmissões de TV e permitiu que o presidente dos EUA John F. Kennedy ligasse para o nigeriano o primeiro-ministro Abubakar Tafawa Balewa de um navio em 23 de agosto de 1963.

O primeiro satélite colocado em uma órbita geoestacionária foi o Syncom 3 , que foi lançado por um foguete Delta D em 1964. Com sua largura de banda aumentada, este satélite foi capaz de transmitir a cobertura ao vivo dos Jogos Olímpicos de Verão do Japão para a América. Órbitas geoestacionárias têm sido de uso comum desde então, em particular para televisão por satélite.

Hoje, existem centenas de satélites geoestacionários que fornecem sensoriamento remoto e comunicações.

Embora a maioria das localidades terrestres populosas do planeta agora tenham instalações de comunicação terrestre ( microondas , fibra óptica ), com acesso telefônico cobrindo 96% da população e acesso à Internet 90%, algumas áreas rurais e remotas em países desenvolvidos ainda dependem de comunicações via satélite .

Usos

A maioria dos satélites de comunicações comerciais , satélites de transmissão e satélites SBAS operam em órbitas geoestacionárias.

Comunicações

Os satélites de comunicação geoestacionários são úteis porque são visíveis de uma grande área da superfície da Terra, estendendo-se por 81 ° em latitude e longitude. Eles aparecem estacionários no céu, o que elimina a necessidade de estações terrestres com antenas móveis. Isso significa que os observadores baseados na Terra podem erguer antenas pequenas, baratas e fixas, que estão sempre direcionadas ao satélite desejado. No entanto, a latência se torna significativa, pois leva cerca de 240 ms para um sinal passar de um transmissor terrestre no equador para o satélite e vice-versa. Esse atraso apresenta problemas para aplicativos sensíveis à latência, como comunicação de voz, portanto, os satélites de comunicação geoestacionários são usados ​​principalmente para entretenimento unidirecional e aplicativos onde alternativas de baixa latência não estão disponíveis.

Os satélites geoestacionários estão diretamente acima do equador e aparecem mais abaixo no céu para um observador mais próximo dos pólos. Conforme a latitude do observador aumenta, a comunicação se torna mais difícil devido a fatores como refração atmosférica , emissão térmica da Terra , obstruções na linha de visão e reflexos de sinal do solo ou estruturas próximas. Em latitudes acima de 81 °, os satélites geoestacionários estão abaixo do horizonte e não podem ser vistos. Por causa disso, alguns satélites de comunicação russos usaram órbitas elípticas de Molniya e Tundra , que têm excelente visibilidade em altas latitudes.

Meteorologia

Uma rede mundial de satélites meteorológicos geoestacionários operacionais é usada para fornecer imagens visíveis e infravermelhas da superfície e da atmosfera da Terra para observação do tempo, oceanografia e rastreamento atmosférico. Em 2019, havia 19 satélites em operação ou em espera. Esses sistemas de satélite incluem:

Esses satélites normalmente capturam imagens no espectro visual e infravermelho com uma resolução espacial entre 0,5 e 4 quilômetros quadrados. A cobertura é normalmente de 70 ° e, em alguns casos, menos.

Imagens de satélite geoestacionárias foram usadas para rastrear cinzas vulcânicas , medir as temperaturas superiores das nuvens e vapor de água, oceanografia , medir a temperatura da terra e a cobertura da vegetação, facilitar a previsão do caminho do ciclone e fornecer cobertura de nuvens em tempo real e outros dados de rastreamento. Algumas informações foram incorporadas aos modelos de previsão meteorológica , mas devido ao seu amplo campo de visão, monitoramento em tempo integral e resolução mais baixa, as imagens geoestacionárias de satélite meteorológico são usadas principalmente para previsões de curto prazo e em tempo real.

Navegação

Áreas de serviço de sistemas de aumento baseados em satélite (SBAS).

Os satélites geoestacionários podem ser usados ​​para aumentar os sistemas GNSS retransmitindo relógio , efemérides e correções de erros ionosféricos (calculados a partir de estações terrestres de uma posição conhecida) e fornecendo um sinal de referência adicional. Isso melhora a precisão da posição de aproximadamente 5m para 1m ou menos.

Os sistemas de navegação anteriores e atuais que usam satélites geoestacionários incluem:

Implementação

Lançar

Um exemplo de transição de GTO temporário para GSO.
  EchoStar XVII  ·   Terra .

Os satélites geoestacionários são lançados para o leste em uma órbita prógrada que corresponde à taxa de rotação do equador. A menor inclinação para a qual um satélite pode ser lançado é a latitude do local de lançamento, portanto, lançar o satélite próximo ao equador limita a quantidade de mudança de inclinação necessária posteriormente. Além disso, o lançamento próximo ao equador permite que a velocidade de rotação da Terra dê um impulso ao satélite. Um local de lançamento deve ter água ou desertos a leste, para que os foguetes não caiam em uma área povoada.

A maioria dos veículos de lançamento coloca satélites geoestacionários diretamente em uma órbita de transferência geoestacionária (GTO), uma órbita elíptica com um apogeu na altura GEO e um perigeu baixo . A propulsão do satélite a bordo é então usada para elevar o perigeu, circular e alcançar o GEO.

Alocação de órbita

Todos os satélites em órbita geoestacionária devem ocupar um único anel acima do equador . A necessidade de espaçar esses satélites, para evitar interferências de radiofrequência prejudiciais durante as operações, significa que há um número limitado de slots orbitais disponíveis e, portanto, apenas um número limitado de satélites pode ser operado em órbita geoestacionária. Isso levou a um conflito entre diferentes países que desejam acesso às mesmas fendas orbitais (países próximos da mesma longitude, mas latitudes diferentes ) e frequências de rádio . Essas controvérsias são tratadas por meio do mecanismo de alocação da União Internacional de Telecomunicações , de acordo com os Regulamentos de Rádio . Na Declaração de Bogotá de 1976 , oito países localizados no equador da Terra reivindicaram soberania sobre as órbitas geoestacionárias acima de seu território, mas as reivindicações não ganharam reconhecimento internacional.

Proposta de Estado

Uma estatita é um satélite hipotético que usa a pressão da radiação do sol contra uma vela solar para modificar sua órbita.

Ele manteria sua localização no lado escuro da Terra a uma latitude de aproximadamente 30 graus. Um estatito é estacionário em relação ao sistema Terra e Sol, e não em comparação com a superfície da Terra, e pode facilitar o congestionamento no anel geoestacionário.

Satélites aposentados

Os satélites geoestacionários requerem alguma manutenção de estação para manter sua posição e, quando ficam sem combustível do propulsor, geralmente são aposentados. Os transponders e outros sistemas a bordo geralmente sobrevivem ao combustível do propulsor e, ao permitir que o satélite se mova naturalmente para uma órbita geossíncrona inclinada, alguns satélites podem permanecer em uso ou então ser elevados a uma órbita de cemitério . Este processo está se tornando cada vez mais regulamentado e os satélites devem ter 90% de chance de se moverem mais de 200 km acima do cinturão geoestacionário no final da vida.

Detritos espaciais

Terra vista do espaço, cercada por pequenos pontos brancos
Uma imagem gerada por computador de detritos espaciais. Dois campos de detritos são mostrados: em torno do espaço geoestacionário e na órbita baixa da Terra.

Detritos espaciais em órbitas geoestacionárias normalmente têm uma velocidade de colisão mais baixa do que em LEO, uma vez que todos os satélites GEO orbitam no mesmo plano, altitude e velocidade; entretanto, a presença de satélites em órbitas excêntricas permite colisões de até 4 km / s. Embora uma colisão seja comparativamente improvável, os satélites GEO têm uma capacidade limitada de evitar quaisquer detritos.

Detritos com menos de 10 cm de diâmetro não podem ser vistos da Terra, o que torna difícil avaliar sua prevalência.

Apesar dos esforços para reduzir o risco, ocorreram colisões de espaçonaves. O satélite de telecomunicações Olympus-1 da Agência Espacial Europeia foi atingido por um meteoróide em 11 de agosto de 1993 e, finalmente, mudou-se para uma órbita de cemitério , e em 2006 o satélite de comunicações russo Express-AM11 foi atingido por um objeto desconhecido e ficou inoperante, embora seus engenheiros teve tempo de contato suficiente com o satélite para enviá-lo para a órbita do cemitério. Em 2017, o AMC-9 e o Telkom-1 se separaram de uma causa desconhecida.

Propriedades

Uma órbita geoestacionária típica tem as seguintes propriedades:

  • Inclinação: 0 °
  • Período: 1436 minutos (um dia sideral )
  • Excentricidade: 0
  • Argumento de perigeu: indefinido
  • Eixo semi-maior : 42.164 km

Inclinação

Uma inclinação de zero garante que a órbita permaneça sobre o equador o tempo todo, tornando-a estacionária em relação à latitude do ponto de vista de um observador no solo (e no referencial fixo centrado na Terra ).

Período

O período orbital é igual a exatamente um dia sideral. Isso significa que o satélite retornará ao mesmo ponto acima da superfície da Terra a cada dia (sideral), independentemente de outras propriedades orbitais. Para uma órbita geoestacionária em particular, ele garante que mantenha a mesma longitude ao longo do tempo. Este período orbital, T , está diretamente relacionado ao semieixo maior da órbita através da fórmula:

Onde:

Excentricidade

A excentricidade é zero, o que produz uma órbita circular . Isso garante que o satélite não se mova para mais perto ou mais longe da Terra, o que faria com que ele se movesse para trás e para frente no céu.

Estabilidade orbital

Uma órbita geoestacionária pode ser alcançada apenas em uma altitude muito próxima a 35.786 quilômetros (22.236 milhas) e diretamente acima do equador. Isso equivale a uma velocidade orbital de 3,07 quilômetros por segundo (1,91 milhas por segundo) e um período orbital de 1.436 minutos, um dia sideral . Isso garante que o satélite corresponderá ao período de rotação da Terra e terá uma pegada estacionária no solo. Todos os satélites geoestacionários devem estar localizados neste anel.

Uma combinação de gravidade lunar , gravidade solar e o achatamento da Terra em seus pólos causa um movimento de precessão do plano orbital de qualquer objeto geoestacionário, com um período orbital de cerca de 53 anos e um gradiente de inclinação inicial de cerca de 0,85 ° por ano , alcançando uma inclinação máxima de 15 ° após 26,5 anos. Para corrigir esta perturbação , manobras regulares de manutenção de posição orbital são necessárias, totalizando um delta-v de aproximadamente 50 m / s por ano.

Um segundo efeito a ser levado em consideração é a deriva longitudinal, causada pela assimetria da Terra - o equador é ligeiramente elíptico. Existem dois pontos de equilíbrio estáveis ​​(em 75,3 ° E e 108 ° W) e dois pontos instáveis ​​correspondentes (em 165,3 ° E e 14,7 ° W). Qualquer objeto geoestacionário colocado entre os pontos de equilíbrio (sem qualquer ação) seria lentamente acelerado em direção à posição de equilíbrio estável, causando uma variação periódica da longitude. A correção deste efeito requer manobras de manutenção de estação com um delta-v máximo de cerca de 2 m / s por ano, dependendo da longitude desejada.

O vento solar e a pressão da radiação também exercem pequenas forças sobre os satélites: com o tempo, isso faz com que eles se afastem lentamente de suas órbitas prescritas.

Na ausência de missões de serviço da Terra ou de um método de propulsão renovável, o consumo de propulsor do propulsor para manutenção da estação limita a vida útil do satélite. Os propulsores de efeito Hall , que estão atualmente em uso, têm o potencial de prolongar a vida útil de um satélite, fornecendo propulsão elétrica de alta eficiência .

Derivação da altitude geoestacionária

Comparação da órbita geoestacionária da Terra com as órbitas do sistema de navegação por satélite GPS , GLONASS , Galileo e Compass (órbita média da Terra) com as órbitas da Estação Espacial Internacional , Telescópio Espacial Hubble e constelação de Iridium e o tamanho nominal da Terra . A órbita da Lua é cerca de 9 vezes maior (em raio e comprimento) do que a órbita geoestacionária.

Para órbitas circulares em torno de um corpo, a força centrípeta necessária para manter a órbita ( F c ) é igual à força gravitacional que atua no satélite ( F g ):

De Isaac Newton 's Lei da Gravitação Universal ,

,

onde F g é a força gravitacional agindo entre dois objetos, M E é a massa da Terra,5,9736 × 10 24  kg , m s é a massa do satélite, r é a distância entre os centros de suas massas e G é a constante gravitacional ,(6,674 28 ± 0,000 67 ) × 10 −11  m 3 kg −1 s −2 .

A magnitude da aceleração, a , de um corpo movendo-se em um círculo é dada por:

onde v é a magnitude da velocidade (ou seja, a velocidade) do satélite. Da Segunda Lei do Movimento de Newton , a força centrípeta F c é dada por:

.

Como F c = F g ,

,

de modo a

Substituir v pela equação para a velocidade de um objeto se movendo em torno de um círculo produz:

onde T é o período orbital (ou seja, um dia sideral), e é igual a86 164 0,090 54  s . Isso dá uma equação para r :

O produto GM E é conhecido com uma precisão muito maior do que qualquer um dos fatores isoladamente; é conhecido como constante gravitacional geocêntrica μ =398 600 0,4418 ± 0,0008 km 3 s −2 . Portanto

O raio orbital resultante é de 42.164 quilômetros (26.199 milhas). Subtraindo o raio equatorial da Terra , 6.378 quilômetros (3.963 milhas), dá a altitude de 35.786 quilômetros (22.236 milhas).

A velocidade orbital é calculada multiplicando a velocidade angular pelo raio orbital:

Marte

Pelo mesmo método, podemos determinar a altitude orbital para qualquer par semelhante de corpos, incluindo a órbita areoestacionária de um objeto em relação a Marte , se for assumido que é esférico (o que não é). A constante gravitacional GM ( μ ) para Marte tem o valor de42 830  km 3 s −2 , seu raio equatorial é3 389 0,50 km e o conhecido período de rotação ( T ) do planeta é1.025 956 76  dias terrestres (88 642 0,66 s ). Usando esses valores, a altitude orbital de Marte é igual a17 039  km .

Veja também

Notas explicativas

Referências

Domínio público Este artigo incorpora  material de domínio público do documento General Services Administration : "Federal Standard 1037C" .(em apoio a MIL-STD-188 )

links externos