Órbita terrestre

Una órbita terrestre es la órbita seguida por un objeto que circula alrededor de la Tierra . Desde el comienzo de la era espacial (1957) se han colocado varios miles de satélites en órbita alrededor de nuestro planeta. Las órbitas de las naves espaciales tienen diferentes características para poder cumplir con los objetivos de su misión. Millones de desechos espaciales de todos los tamaños resultantes de la actividad espacial también orbitan alrededor de la Tierra. Además de los objetos hechos por el hombre, un objeto natural, la Luna , orbita la Tierra.

Parámetros orbitales de un satélite alrededor de la Tierra

La órbita elíptica de un satélite alrededor de la Tierra se describe mediante dos planos: el plano de la órbita ( plano orbital ) y el plano ecuatorial (el plano que pasa por el ecuador de la Tierra) y de seis parámetros (los elementos ): el semieje mayor , la excentricidad , la inclinación , la longitud del nodo ascendente , el argumento del perigeo y la posición del objeto en su órbita. Dos de estos parámetros, excentricidad y semieje mayor , definen la trayectoria en un plano, otros tres, inclinación, longitud del nodo ascendente y argumento del pericentro , definen la orientación del plano en el espacio y el último momento de paso. en el pericentro: define la posición del objeto.

El satélite viaja en una elipse (una órbita circular es un caso especial de una elipse. El semieje mayor $a$ es la mitad de la distancia entre el perigeo (punto bajo de la elipse) y el apogeo ( punto alto de la elipse). 'Elipse ) Este parámetro define el tamaño absoluto de la órbita.
Excentricidad mi{\ Displaystyle e} $mi$ : una elipse es el lugar geométrico de los puntos cuya suma de las distancias a dos puntos fijos, los focos (yen el diagrama), es constante. La excentricidad mide el desplazamiento de los focos desde el centro de la elipse (en el diagrama); es la relación entre la distancia de enfoque central y el semieje mayor. El tipo de trayectoria depende de la excentricidad: S{\ Displaystyle S} $S$ S′{\ Displaystyle S '} $S '$ VS{\ Displaystyle C} $VS$
- $e = 0$ : órbita circular
- $0 <e <1$ : órbita elíptica
- $e = 1$ : trayectoria parabólica: el satélite no permanece en órbita y vuelve a caer a la Tierra.
- $e> 1$ : trayectoria hiperbólica: el satélite abandona la órbita terrestre y se coloca en una órbita heliocéntrica.

Parámetros de la órbita de un satélite alrededor de la Tierra
Parámetros orbitales de un satélite artificial: ascensión recta del nodo ascendente ☊, inclinación i, argumento del perigeo ω.
Vista perpendicular al plano orbital: semi-eje mayor a, argumento de perigeo ω, anomalía verdadera ν.

El plano de referencia o plano de referencia es para las órbitas terrestres el plano que pasa por el ecuador. El plano de referencia y el plano de la órbita son, por tanto, dos planos que se cruzan. Su intersección es una línea recta llamada línea de nodos. La órbita interseca el plano de referencia en dos puntos, llamados nodos. El nodo ascendente es aquel por el que pasa el cuerpo en trayectoria ascendente; el otro es el nodo descendente.

El paso entre el plano orbital y el plano de referencia se describe mediante tres elementos que corresponden a los ángulos de Euler :

La inclinación , anotada , que corresponde al ángulo de nutación : la inclinación (entre 0 y 180 grados) es el ángulo que forma el plano orbital con el plano que pasa por el ecuador. I{\ Displaystyle i} $I$
- 90 ° el satélite vuela sobre los polos. Las órbitas con una inclinación cercana a 0 ° son órbitas polares . La órbita solar
sincrónica es un subtipo de órbita polar.
0 °: el satélite está permanentemente por encima del ecuador. Las órbitas con una inclinación cercana a 0 ° son órbitas cuasi ecuatoriales .

La longitud del nodo ascendente , anotado ☊, que corresponde al ángulo de precesión : es el ángulo entre la dirección del punto vernal y la línea de nodos, en el plano de la eclíptica. La dirección del punto vernal es la línea que une el Sol y el punto vernal (punto de referencia astronómico correspondiente a la posición del Sol en el momento del equinoccio de primavera). La línea de nodos es la línea a la que pertenecen los nodos ascendentes (el punto de la órbita donde el objeto pasa al norte del plano ecuatorial) y los descendentes (el punto de la órbita donde el objeto pasa al sur de él). Este).

Para las órbitas ecuatoriales (inclinación orbital cero) este parámetro no tiene significado. Por convención se valora en 0.

El argumento del perigeo , señalado es el ángulo formado por la línea de los nodos y la dirección del perigeo (la línea que pasa por la Tierra y el perigeo de la órbita) en el plano orbital. La longitud del perigeo es la suma de la longitud del nodo ascendente y el argumento del perigeo.

\omega

Un argumento de perigeo de 0 ° significa que el satélite está más cerca de la Tierra al mismo tiempo que cruza el plano ecuatorial de sur a norte.
Un argumento de perigeo de 90 ° indica que el perigeo se alcanza cuando el cuerpo está a su distancia máxima por encima del plano ecuatorial.

El sexto parámetro es la posición del cuerpo en órbita en su órbita en un momento dado. Es necesario poder definirlo en el futuro. Puede expresarse de varias formas:

Τ instantáneo de paso al perigeo .
La anomalía media M del objeto para un instante convencional (la época de la órbita). La anomalía promedio no es un ángulo físico, sino que especifica la fracción de la superficie de la órbita barrida por la línea que une el foco al objeto desde su último paso por el perigeo, expresada en forma angular. Por ejemplo, si la línea que une el foco con el objeto ha recorrido una cuarta parte de la superficie de la órbita, la anomalía promedio es ° °. La longitud media del objeto es la suma de la longitud del perigeo y la anomalía media. $0.25 \ times 360$ $= 90$
La verdadera anomalía .
El argumento de la latitud.

Representación de parámetros orbitales

Los parámetros de los objetos orbitales en órbita terrestre se representan de forma estándar como parámetros orbitales de dos líneas (en inglés , elementos de dos líneas o TLE). El NORAD y la NASA mantienen un catálogo de estos parámetros no solo para satélites artificiales , sino también para desechos espaciales mayores de 10 centímetros en LEO y 1 metro en órbita geoestacionaria (en este tamaño, los desechos no pueden ser rastreados individualmente por cámaras de velocidad). Los datos contenidos en este catálogo permiten calcular la posición de los objetos en órbita en cualquier momento. Debido a las muchas perturbaciones a las que están sujetos (influencias de la atracción de la Luna y el Sol , frenado atmosférico , viento solar , presión de fotones, etc. pero también maniobras orbitales , estos parámetros deben actualizarse periódicamente y no son válidos únicamente por un período limitado.

Los parámetros gestionados en el catálogo son los siguientes:

Hora de la medición (dos últimos dígitos del año) 21
Época del momento de la medición (día del año y fracción del día) 264.51782528
Primera derivada del movimiento medio dividido por 2 6 -, 00002182
Segunda derivada del movimiento medio dividido por 6 (después del punto decimal) 00000-0
Coeficiente de arrastre BSTAR, por ejemplo 7
Inclinación orbital, p. Ej., 51,6416 °
Longitud del nodo ascendente, p. Ej., 247,4627 °
Excentricidad, p. Ej., 0.0006703
Argumento de Periapsis, por ejemplo 130.5360 °
Anomalía media, por ejemplo, 325,0288 °
Número de revoluciones por día, por ejemplo, 15,72125391
Número de revoluciones realizadas en un momento dado, por ejemplo 56,353

Catálogo de objetos en órbita

El catálogo enumeró a mediados de 2019 alrededor de 44.000 objetos, incluidos 8.558 satélites lanzados desde 1957. 17.480 son monitoreados regularmente En enero de 2019, la Agencia Espacial Europea estimó que la organización estadounidense pudo rastrear 34.000 desechos espaciales. No se enumeran millones de escombros más pequeños.

En este catálogo, cada objeto en órbita tiene dos identificadores asignados al lanzamiento del satélite o cuando aparecen nuevos escombros: el identificador COSPAR y el identificador NORAD . El identificador COSPAR es un identificador internacional que se asigna a cualquier objeto colocado en órbita que tenga una trayectoria independiente. Su estructura es la siguiente: año de lanzamiento, número de pedido de lanzamiento, carta que permite distinguir los diferentes satélites lanzados. 2021-05C designa así un satélite puesto en órbita en 2021 durante el quinto lanzamiento del año que incluía al menos tres satélites (ya que se le asigna la letra C). El identificador NORAD es un número de serie asignado por la organización estadounidense cuando se lanzan o detectan desechos espaciales.

Período de revolución

El período de revolución (período orbital) de un satélite alrededor de la Tierra es el tiempo necesario para completar una revolución completa alrededor de la Tierra. Su valor se debilita con la distancia entre la Tierra y el satélite. Va de 90 minutos en una órbita baja a una altitud de 200 kilómetros, a 23 horas 56 minutos en una órbita geoestacionaria. En esta última órbita, coincide con el período de revolución de la Tierra. Por tanto, el satélite permanece permanentemente por encima de la misma región terrestre. El período orbital de la Luna es de 27,27 días.

Velocidad orbital

La velocidad orbital alrededor de la Tierra es mucho menor ya que la órbita hace que el satélite se aleje a una distancia significativa de la Tierra. En una órbita terrestre circular, esta velocidad es de 7,9 km / sa 200 km y de 3,1 km / s al nivel de la órbita geoestacionaria. La Luna viaja a una velocidad orbital que oscila entre 0,97 y 1,08 km / s porque es ligeramente elíptica. De hecho, cuando la órbita es elíptica, la velocidad varía a lo largo de la órbita: alcanza su máximo en el perigeo y su mínimo en el apogeo . Así, un satélite situado en una órbita de Molnia cuyo perigeo se encuentra a 500 kilómetros de la superficie de la Tierra y su apogeo a 39.900 kilómetros ve aumentar su velocidad de 10 km / s cerca de la Tierra a 1,5 km / s en su punto máximo.

Clasificación de las órbitas terrestres

Clasificación por altitud

Órbita terrestre baja : La órbita terrestre baja, o LEO ( Low Earth Orbit en inglés ) es una órbita terrestre en el área hasta 2000 kilómetros de altitud. Hay satélites de observación de la Tierra (meteorología, estudio climático, gestión de desastres, monitoreo de cultivos, oceanografía, geodesia, etc.), ciertos satélites de telecomunicaciones, así como equipos de transporte de naves espaciales y estaciones espaciales , incluida la Estación Espacial Internacional . Es una órbita de primordial importancia para las aplicaciones espaciales. Es el más densamente ocupado y los operadores de satélites deben lidiar con la proliferación de desechos espaciales y el riesgo de colisión. Por debajo de los 90 kilómetros, la atmósfera es demasiado densa para mantener una nave espacial en órbita incluso usando propulsión. Por debajo de los 400 kilómetros, la atmósfera residual provoca la reentrada atmosférica de la nave espacial después de unas horas (para las altitudes más bajas) a unos pocos años.

Órbita Terrestre Media : La Órbita Terrestre Media, o MEO ( Órbita Terrestre Media ), es la región del espacio alrededor de la Tierra entre 2000 y 35 786 km de altitud, o por encima de la órbita terrestre baja y por debajo de la órbita geoestacionaria.

Órbita geosincrónica : La órbita geosincrónica, abreviada GEO ( Geosynchronous Orbit ), es una órbita en la que un satélite se mueve en la misma dirección que el planeta (de oeste a este para la Tierra) y cuyo período orbital es igual al período de rotación sideral. de la Tierra (aproximadamente 23 h 56 min 4,1 s). Esta órbita tiene un semieje mayor de unos 42.200 km.

Tierra en órbita alta : La órbita terrestre alta, o HEO ( High Earth Orbit ) es una órbita terrestre cuyo apogeo se encuentra por encima de la órbita geosincrónica, o unos 35 786 km.

Clasificación por inclinación

Una órbita inclinada es una órbita inclinada con respecto al plano ecuatorial .

Órbita polar : un satélite en órbita polar sobrevuela los polos de un planeta (u otro cuerpo celeste) con cada revolución . Gira alrededor de una estrella de alta inclinación, ubicada cerca de los 90 grados, lo que la hace interesante para la observación de la Tierra. Su altitud, generalmente bastante baja, ronda los 700 kilómetros.

Órbita sincrónica con el sol: La órbita sincrónica con el sol designa una órbita cuya altitud e inclinación se eligen de modo que el ángulo entre su plano y la dirección del Sol permanezca aproximadamente constante. Un satélite colocado en dicha órbita pasa sobre un punto determinado de la superficie terrestre a la misma hora solar local.

Clasificación por excentricidad

Órbita circular : es una órbita cuya excentricidad es cero. El perigeo es igual al apogeo .
Órbita elíptica
- La órbita de Hohmann es una trayectoria que le permite pasar de una órbita circular a otra órbita circular ubicada en el mismo plano, utilizando solo dos maniobras de impulso. Al limitarse a dos maniobras, esta trayectoria es la que menos energía consume para lograrlo.
- La órbita de transferencia geoestacionaria es una órbita elíptica que se utiliza para transferir un satélite a una órbita geoestacionaria. El apogeo se encuentra a una altitud de 35.786 km (la altitud de la órbita geoestacionaria) mientras que el perigeo es generalmente de 200 km.
- La órbita de Molniya es una clase de órbita altamente elíptica inclinada 63,4 ° con respecto al plano del ecuador y un período de 12 horas. Su pico está cerca de los 40.000 km y su perigeo cerca de los 1.000 km. Un satélite colocado en esta órbita pasa la mayor parte de su tiempo sobre las regiones polares. Complementa la cobertura de satélites en órbita geoestacionaria que no se reciben en estas regiones. Fue implementado por primera vez por los soviéticos, gran parte del territorio del cual se encuentra en latitudes altas.
- La órbita de la tundra es un tipo de órbita geosincrónica muy elíptica con un período de 24 horas. Está relacionado con la órbita de Molnia que tiene un período de 12 horas. Fue utilizado por ciertos satélites de telecomunicaciones para cubrir áreas mal servidas por la órbita geoestacionaria, en particular los polos. Esta órbita también fue utilizada por primera vez por los soviéticos.

Órbita progresiva o retrógrada

Cuando el satélite gira alrededor de la Tierra con un movimiento de rotación idéntico al de la Tierra (en el sentido de las agujas del reloj cuando se mira desde el Polo Norte), se dice que su órbita es prograda . La gran mayoría de los satélites se colocan en una órbita prograda porque esto permite beneficiarse de la velocidad de rotación de la Tierra (0,46 km / s en el ecuador). Las excepciones incluyen satélites israelíes que no se pueden lanzar hacia el oeste (= en la dirección de la rotación de la Tierra) porque el lanzador volaría sobre tierra habitada. Circulan en una órbita retrógrada.

Inserción en órbita terrestre

Para que un vehículo espacial se coloque en una órbita terrestre, es necesario comunicarle una velocidad mínima. Esta velocidad mínima de órbita es de aproximadamente 7,9 km / s para un satélite en una órbita circular a 200 km de altitud (esta es una velocidad horizontal, un objeto lanzado verticalmente a esta velocidad o a una velocidad superior volvería a caer a la Tierra).

Si la velocidad horizontal es inferior a 7,9 km / s, la máquina describe una parábola de longitud variable según la velocidad antes de regresar a la Tierra. Si la velocidad es mayor que la velocidad de liberación (11,2 km / so 40,320 km / h), su trayectoria describe una hipérbola y abandona la órbita de la Tierra para colocarse en una órbita heliocéntrica (alrededor del Sol ).

Disminución de la órbita

Vida útil de un satélite en órbita baja

Altitud	Esperanza de vida
200 kilometros	Algunos días
250 kilometros	~ 60 días
300 kilometros	~ 220 días
500 kilometros	Algunos años
1000 kilometros	Varios siglos (indicativo)
1500 kilometros	10,000 años (indicativo)

La órbita de un satélite alrededor de la Tierra no es estable. Sufre fuerzas que lo modifican gradualmente. En particular en la órbita terrestre baja, la atmósfera residual, aunque muy fina, actúa sobre la nave generando una fuerza aerodinámica que comprende dos componentes: la sustentación , perpendicular al vector velocidad, cuyo valor es despreciable hasta que las densas capas del se alcanzan la atmósfera (a una altitud de unos 200 km y menos) y el arrastre que disminuye la velocidad y, por lo tanto, provoca una disminución de la altitud. El valor de la resistencia aumenta cuando la altitud disminuye porque la atmósfera se vuelve más densa. Cuando la actividad solar es más intensa, la densidad de la atmósfera a gran altitud aumenta, lo que aumenta la resistencia. Finalmente, la resistencia también depende del coeficiente balístico de la nave espacial, es decir, de la relación entre su sección tal como aparece en la dirección de desplazamiento y su masa. Debido a esta fuerza, una nave espacial que viaja a una altitud de 200 kilómetros solo permanecerá en órbita durante unos días antes de penetrar en las gruesas capas de la atmósfera y ser destruida (o aterrizar si fue diseñada para sobrevivir a altas temperaturas). Si viaja a una altitud de 1.500 kilómetros, este evento solo ocurrirá después de aproximadamente 10,000 años (ver tabla).

Cuando la altitud del satélite hace que penetre en las capas más densas de la atmósfera, el calor producido por el arrastre debido a su velocidad de alrededor de 8 km / s alcanza varios miles de grados. Si la nave espacial no fue diseñada para sobrevivir a su reentrada atmosférica, arde mientras se rompe en varios pedazos, algunos de los cuales pueden llegar al suelo. Debido al arrastre atmosférico, la altitud más baja sobre la Tierra a la que un objeto en órbita circular puede dar al menos una vuelta completa sin propulsión es de unos 150 km, mientras que el perigeo más bajo de una órbita elíptica es de unos 90 km .

Rastro de tierra

La trayectoria terrestre de un satélite artificial es una línea imaginaria formada por todos los puntos situados en una vertical que pasa por el centro de la Tierra y el satélite. La traza permite determinar los lugares de visibilidad del satélite desde el suelo y, a la inversa, determinar las partes de la superficie cubiertas por el satélite. Sus características están determinadas por los parámetros de la órbita. Los objetivos de la misión cumplidos por el satélite, la posición de las estaciones terrenas que se comunican con el satélite ayudan a fijar la forma de la trayectoria terrestre y por tanto a cambio los parámetros orbitales retenidos.

Resumen: altitud, energía, período y velocidad orbital

Historial de lanzamiento

Tipo de órbita	Altitud sobre la superficie	Distancia desde el centro de la tierra	Velocidad orbital	Periodo orbital	Energía orbital
La superficie de la Tierra (como referencia, esta no es una órbita)	0 kilometros	6.378 kilometros	465 m / s (1674 kilómetros por hora)	23:56 min 4.09 s.	-62,6 Mj / kg
Órbita a nivel de superficie (teórico)	0 kilometros	6.378 kilometros	7,9 kilómetros por segundo (28.440 kilómetros por hora)	1h24 min 18s.	-31,2 Mj / kg
Órbita baja	200 a 2000 km km	6.600 a 8.400 km	7,8 a 6,9 km / s	1h29min a 2h8min	-29,8 Mj / kg
Órbita geoestacionaria	35.786 kilometros	42.000 kilometros	3,1 km / s	23h56m. 4s.	-4,6 Mj / kg
Órbita de la luna	357.000 - 399.000 kilometros	363.000 - 406.000 kilometros	0,97-1,08 km / s	27,27 días	-0,5 Mj / kg
Órbita de Molnia	500–39,900 km	6,900–46,300 km	0,97-1,08 km / s	11h58m.	-4,7 Mj / kg

Notas y referencias

(fr) Luc Duriez, “El problema de dos cuerpos revisitados”, en Daniel Benest y Claude Froeschle (ed.), Métodos modernos de mecánica celeste , Gif-sur-Yvette, Frontières, 2ª ed., 1992, p. 18 ( ISBN 2-86332-091-2 )
(en) TS Kelso, " SATCAT Boxscore " , CelesTrak (consultado el 23 de junio de 2019 )
(in) TS Kelso, " TLE History Statistics " , CelesTrak (consultado el 23 de junio de 2019 )
(in) " Space Debris by the Numbers " , ESA ,enero 2019
Mecánica espacial - B - Perturbaciones orbitales - Capítulo 3 - Frenado atmosférico - Vida útil , p. 123-128

Bibliografía

(en) Robert Guiziou, Curso de Mecánica Espacial (DESS en Técnicas Espaciales) , UNIVERSIDAD DEL MEDITERRÁNEO - AIX-MARSEILLE II,2000, 184 p. ( leer en línea )
Michel Capderou, satélites Kepler a GPS , Springer,2012( ISBN 978-2-287-99049-6 )

Ver también

enlaces externos