Órbita supersíncrona - Supersynchronous orbit
Uma órbita supersíncrona é uma órbita com um período maior que o de uma órbita síncrona , ou apenas uma órbita cuja apoapsis (apogeu no caso da Terra) é maior que a de uma órbita síncrona. Uma órbita síncrona tem um período igual ao período de rotação do corpo que contém o baricentro da órbita.
Órbitas supersíncronas geocêntricas
Um regime orbital supersíncrono específico de valor econômico significativo para o comércio da Terra é uma banda de órbitas geocêntricas quase circulares além do cinturão geossíncrono - com altitude perigeu acima de 36.100 quilômetros (22.400 mi), aproximadamente 300 quilômetros (190 mi) acima da altitude síncrona - chamada de cinturão de cemitério geo .
O regime orbital do cinturão geo-cemitério é valioso como local de armazenamento e descarte de detritos espaciais de satélites abandonados após sua vida econômica útil ser completada como satélites de comunicação geossíncrona . Os satélites artificiais são deixados no espaço porque o custo econômico da remoção dos destroços seria alto, e a política pública atual não exige nem incentiva a remoção rápida pela parte que primeiro inseriu os destroços no espaço sideral e, assim, criou uma externalidade negativa para os outros - um colocação do custo sobre eles. Uma proposta de política pública para lidar com o crescente lixo espacial é uma política de licença de lançamento "one-up / one-down" para as órbitas terrestres. Os operadores de veículos lançadores teriam que pagar o custo da mitigação de detritos. Eles precisariam construir a capacidade em seu veículo de lançamento - captura robótica, navegação, extensão da duração da missão e propelente adicional substancial - para ser capaz de encontrar, capturar e desorbitar um satélite abandonado existente de aproximadamente o mesmo plano orbital.
Um uso comum adicional de órbitas supersíncronas é para o lançamento e transferência de trajetória de órbita de novos comunicados destinados a órbitas geossíncronas . Nessa abordagem, o veículo de lançamento coloca o satélite em uma órbita de transferência elíptica supersíncrona , uma órbita com um apogeu um pouco maior do que a órbita de transferência geoestacionária (GTO) mais típica usada para satélites de comunicação. Essa órbita é usada porque uma pequena mudança na inclinação em uma altitude mais baixa requer muito mais energia do que a mesma mudança em uma altitude mais alta. Assim, às vezes é ideal usar a propulsão de uma espaçonave para mudar a inclinação em um apogeu mais alto do que o desejado e, em seguida, abaixar o apogeu até a altitude desejada - resultando em um menor gasto total de propelente pelo motor de propulsão do satélite .
Essa técnica foi usada, por exemplo, no lançamento e na injeção de órbita de transferência dos dois primeiros lançamentos de SpaceX Falcon 9 v1.1 GTO em dezembro de 2013 e janeiro de 2014, SES-8 e Thaicom 6 (90.000 quilômetros (56.000 mi) - apogeu ) , respectivamente. Em ambos os casos, o proprietário do satélite usa a propulsão embutida no satélite para reduzir o apogeu e circular a órbita para uma órbita geoestacionária . Esta também tem sido uma prática comum da ULA, incluindo a constelação de satélites de comunicações WGS. Esta técnica também foi usada no lançamento do SES-14 e do Al Yah 3 durante o voo Ariane 5 VA241 . Porém, devido a erro da tripulação de lançamento resultando em anomalia e desvio da trajetória, os satélites não foram inseridos na órbita pretendida, causando um remarcação de seu plano de manobras.
Órbitas supersíncronas não geocêntricas
A maioria dos satélites naturais do Sistema Solar está em órbitas supersíncronas. A Lua está em uma órbita supersíncrona da Terra , orbitando mais lentamente do que o período de rotação de 24 horas da Terra. O interior das duas luas marcianas, Fobos , está em uma órbita subsíncrona de Marte com um período orbital de apenas 0,32 dias. A lua exterior Deimos está em órbita supersíncrona em torno de Marte .
A Mars Orbiter Mission — atualmente orbitando Marte — é colocada em uma órbita supersíncrona altamente elíptica em torno de Marte, com um período de 76,7 horas e um periapsis planejado de 365 km (227 mi) e apoapsis de 70.000 km (43.000 mi).