Órbita de transferência geoestacionária - Geostationary transfer orbit
Uma órbita de transferência geossíncrona ou órbita de transferência geoestacionária ( GTO ) é um tipo de órbita geocêntrica . Os satélites que se destinam à órbita geossíncrona (GSO) ou geoestacionária (GEO) são (quase) sempre colocados em um GTO como uma etapa intermediária para atingir sua órbita final.
Um GTO é altamente elíptico . Seu perigeu (ponto mais próximo da Terra) é tipicamente tão alto quanto a órbita baixa da Terra (LEO), enquanto seu apogeu (ponto mais distante da Terra) é tão alto quanto uma órbita geoestacionária (ou igualmente, geossíncrona). Isso o torna uma órbita de transferência Hohmann entre LEO e GSO.
Um satélite destinado a um GSO é geralmente colocado em um GTO por seu veículo de lançamento usando primeiro os motores de alto impulso do veículo de lançamento , depois o satélite se move do GTO para o GSO usando seus próprios motores (geralmente muito eficientes, mas de baixo impulso).
Os fabricantes de veículos lançadores costumam anunciar a quantidade de carga útil que o veículo pode colocar no GTO.
Descrição técnica
GTO é uma órbita terrestre altamente elíptica com um apogeu de 42.164 km (26.199 mi), ou 35.786 km (22.236 mi) acima do nível do mar, o que corresponde à altitude geoestacionária. O período de uma órbita de transferência geossíncrona padrão é de cerca de 10,5 horas. O argumento do perigeu é tal que o apogeu ocorre no equador ou próximo a ele. O perigeu pode estar em qualquer lugar acima da atmosfera, mas geralmente fica restrito a algumas centenas de quilômetros acima da superfície da Terra para reduzir os requisitos de delta-V ( ) do lançador e limitar a vida útil orbital do propulsor gasto, de modo a reduzir o lixo espacial . Se estiver usando motores de baixo empuxo, como propulsão elétrica, para ir da órbita de transferência para a órbita geoestacionária, a órbita de transferência pode ser supersíncrona (tendo um apogeu acima da órbita geossíncrona final). No entanto, esse método leva muito mais tempo para ser alcançado devido ao baixo empuxo injetado na órbita. O veículo de lançamento típico injeta o satélite em uma órbita supersíncrona com o apogeu acima de 42.164 km. Os motores de baixo empuxo do satélite são impulsionados continuamente ao redor das órbitas de transferência geoestacionárias em uma direção inercial. Esta direção inercial é definida para estar no vetor velocidade no apogeu, mas com um componente fora do plano. O componente fora do plano remove a inclinação inicial definida pela órbita de transferência inicial, enquanto o componente no plano simultaneamente eleva o perigeu e diminui o apogeu da órbita de transferência geoestacionária intermediária. No caso de usar a órbita de transferência de Hohmann, apenas alguns dias são necessários para atingir a órbita geossíncrona. Usando motores de baixo empuxo ou propulsão elétrica, são necessários meses até que o satélite alcance sua órbita final.
A inclinação orbital de um GTO é o ângulo entre o plano orbital e o plano equatorial da Terra . É determinado pela latitude do local de lançamento e o azimute de lançamento (direção). A inclinação e a excentricidade devem ser reduzidas a zero para obter uma órbita geoestacionária. Se apenas a excentricidade da órbita for reduzida a zero, o resultado pode ser uma órbita geossíncrona, mas não será geoestacionária. Como o requerido para uma mudança de plano é proporcional à velocidade instantânea, a inclinação e a excentricidade geralmente são alteradas juntas em uma única manobra no apogeu, onde a velocidade é mais baixa.
O necessário para uma mudança de inclinação no nó ascendente ou descendente da órbita é calculado da seguinte forma:
Para um GTO típico com um semi-eixo maior de 24.582 km, a velocidade do perigeu é 9,88 km / se a velocidade do apogeu é 1,64 km / s, claramente tornando a mudança de inclinação muito menos onerosa no apogeu. Na prática, a mudança de inclinação é combinada com a queima de circularização orbital (ou " pontapé de apogeu ") para reduzir o total das duas manobras. O combinado é a soma vetorial da mudança de inclinação e da circularização , e como a soma dos comprimentos dos dois lados de um triângulo sempre excederá o comprimento do lado restante, o total em uma manobra combinada será sempre menor do que em duas manobras. O combinado pode ser calculado da seguinte forma:
onde é a magnitude da velocidade no apogeu da órbita de transferência e é a velocidade em GEO.
Outras considerações
Mesmo no apogeu, o combustível necessário para reduzir a inclinação a zero pode ser significativo, dando aos locais de lançamento equatorial uma vantagem substancial sobre aqueles em latitudes mais altas. Rússia 's Cosmódromo de Baikonur, no Cazaquistão é a 46 ° de latitude norte. O Kennedy Space Center, nos Estados Unidos, está a 28,5 ° ao norte. China 's Wenchang está em 19,5 ° norte. O Centro Espacial da Guiana , a instalação de lançamento europeia Ariane e russa Soyuz operada pela Europa , está a 5 ° norte . O Sea Launch "indefinidamente suspenso" foi lançado de uma plataforma flutuante diretamente no equador no Oceano Pacífico .
Os lançadores gastáveis geralmente alcançam o GTO diretamente, mas uma espaçonave já em uma órbita baixa da Terra ( LEO ) pode entrar no GTO disparando um foguete ao longo de sua direção orbital para aumentar sua velocidade. Isso foi feito quando as espaçonaves geoestacionárias foram lançadas do ônibus espacial ; um "motor de perigeu" acoplado à espaçonave foi acionado depois que o ônibus espacial a lançou e se retirou para uma distância segura.
Embora alguns lançadores possam levar suas cargas até a órbita geoestacionária, a maioria termina suas missões liberando suas cargas no GTO. A espaçonave e seu operador são então responsáveis pela manobra para a órbita geoestacionária final. A costa de 5 horas até o primeiro apogeu pode ser mais longa do que a vida útil da bateria do lançador ou espaçonave, e a manobra às vezes é realizada em um apogeu posterior ou dividida entre vários apogeu. A energia solar disponível na espaçonave apóia a missão após a separação do lançador. Além disso, muitos lançadores agora carregam vários satélites em cada lançamento para reduzir os custos gerais, e essa prática simplifica a missão quando as cargas úteis podem ser destinadas a diferentes posições orbitais.
Por causa dessa prática, a capacidade do lançador é geralmente citada como massa da espaçonave para o GTO, e este número será maior do que a carga útil que poderia ser entregue diretamente ao GEO.
Por exemplo, a capacidade (adaptador e massa da espaçonave) do Delta IV Heavy é de 14.200 kg para o GTO, ou 6.750 kg diretamente para a órbita geoestacionária.
Se a manobra de GTO para GEO for realizada com um único impulso, como com um único motor de foguete sólido, o apogeu deve ocorrer em um cruzamento equatorial e em altitude orbital síncrona. Isso implica um argumento de perigeu de 0 ° ou 180 °. Como o argumento do perigeu é lentamente perturbado pelo achatamento da Terra, ele geralmente é tendencioso no lançamento para que alcance o valor desejado no momento apropriado (por exemplo, este é geralmente o sexto apogeu nos lançamentos do Ariane 5 ). Se a inclinação do GTO for zero, como no Sea Launch , isso não se aplica. (Também não se aplicaria a um GTO impraticável inclinado a 63,4 °; consulte a órbita de Molniya .)
A discussão anterior concentrou-se principalmente no caso em que a transferência entre LEO e GEO é feita com uma única órbita de transferência intermediária. Trajetórias mais complicadas às vezes são usadas. Por exemplo, o Proton-M usa um conjunto de três órbitas intermediárias, exigindo cinco disparos de foguete de estágio superior, para colocar um satélite no GEO do local de alta inclinação do Cosmódromo de Baikonur , no Cazaquistão . Devido às considerações de alta latitude e segurança de alcance de Baikonur que bloqueiam os lançamentos diretamente para o leste, requer menos delta-v para transferir satélites para GEO usando uma órbita de transferência supersíncrona onde o apogeu (e a manobra para reduzir a inclinação da órbita de transferência) estão em um ponto mais alto altitude de 35.786 km, a altitude geossíncrona. A Proton ainda oferece a realização de uma manobra de apogeu supersíncrona até 15 horas após o lançamento.