Órbita de transferência geoestacionária
Trajetória do EchoStar XVII · Terra.
| 1 | Terra |
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| 2 | Órbita de Transferência Geoestacionária (GTO) |
| 3 | Órbita Geoestacionária (GEO) |
No planejamento de missões espaciais, uma órbita de transferência geoestacionária (GTO, do inglês geostationary transfer orbit) ou órbita de transferência geossíncrona é um tipo altamente elíptico de órbita geocêntrica, geralmente com um perigeu tão baixo quanto a órbita terrestre baixa (LEO) e um apogeu tão alto quanto a órbita geoestacionária (GEO). Satélites destinados à órbita geossíncrona (GSO) ou à GEO são frequentemente inseridos em uma GTO como uma etapa intermediária para alcançar sua órbita final.[1] Fabricantes de veículos de lançamento costumam divulgar comercialmente a quantidade de carga útil que o veículo é capaz de colocar em GTO.[2]
Contexto
[editar | editar código]As órbitas geoestacionárias e geossíncronas são muito convenientes para muitos satélites de telecomunicações e de observação da Terra. No entanto, o custo em termos de delta-v e, portanto, financeiro, para enviar uma espaçonave a tais órbitas é muito elevado devido ao seu grande raio orbital. A GTO é uma órbita intermediária utilizada para tornar esse processo mais eficiente. Os operadores de satélites frequentemente utilizam um veículo de lançamento de alto empuxo e menor eficiência para inserir seu satélite em GTO e, em seguida, após a separação do veículo de lançamento, utilizam propulsores de baixo empuxo e alta eficiência a bordo do próprio satélite para circularizar sua órbita (para GEO). Essa arquitetura de missão é vantajosa porque minimiza a massa que a espaçonave precisa impulsionar até a GEO, possibilita queimas de circularização com máxima eficiência aproveitando o efeito Oberth e permite que o estágio descartado do lançador reentre na atmosfera principalmente por aerofrenagem devido ao seu baixo perigeu, minimizando sua vida útil orbital como lixo espacial.
Descrição técnica
[editar | editar código]A GTO é uma órbita terrestre altamente elíptica com um apogeu de 42 164 km (26 199 mi),[3] ou uma altitude de 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.[4] O argumento do perigeu é ajustado de modo que o apogeu ocorra sobre o equador ou próximo a ele. O perigeu pode estar situado em qualquer ponto acima da atmosfera, mas é geralmente 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 estágio propulsor descartado, mitigando a proliferação de detritos espaciais.
Se forem utilizados motores de baixo empuxo, como a propulsão elétrica, para passar da órbita de transferência para a órbita geoestacionária, a órbita de transferência pode ser supersíncrona (possuindo um apogeu acima da órbita geossíncrona final). No entanto, esse método requer muito mais tempo para ser concluído devido ao baixo empuxo injetado na órbita.[5][6] O veículo de lançamento típico injeta o satélite em uma órbita supersíncrona cujo apogeu situa-se acima de 42.164 km. Os motores de baixo empuxo do satélite são acionados continuamente ao longo das órbitas de transferência geoestacionária. A direção e a magnitude do empuxo são tipicamente determinadas para otimizar o tempo e/ou a duração da transferência, satisfazendo simultaneamente às restrições da missão. A componente de empuxo fora do plano orbital é utilizada para reduzir a inclinação inicial definida pela órbita de transferência inicial, enquanto a componente no plano eleva simultaneamente o perigeu e reduz o apogeu da órbita de transferência intermediária. No caso de utilização da órbita de transferência de Hohmann, são necessários apenas alguns dias para atingir a órbita geossíncrona. Mediante o emprego de motores de baixo empuxo ou propulsão elétrica, são necessários meses até que o satélite alcance sua órbita final.
A inclinação orbital de uma GTO é o ângulo entre o plano orbital e o plano do equador terrestre. Ela é determinada pela latitude do local de lançamento e pelo azimute (direção) de lançamento. Tanto a inclinação quanto a excentricidade devem ser reduzidas a zero para a obtenção de uma órbita geoestacionária. Se apenas a excentricidade da órbita for reduzida a zero, o resultado poderá ser uma órbita geossíncrona, mas não geoestacionária. Como o necessário para uma mudança de plano orbital é proporcional à velocidade instantânea, a inclinação e a excentricidade são habitualmente alteradas em conjunto em uma única manobra no apogeu, onde a velocidade orbital é mínima.
O necessário para uma alteração de inclinação no nó ascendente ou descendente da órbita é calculado da seguinte forma:[7]
Para uma GTO típica com um semieixo maior de 24.582 km, a velocidade no perigeu é de 9,88 km/s e a velocidade no apogeu é de 1,64 km/s, tornando a mudança de inclinação substancialmente menos custosa no apogeu. Na prática, a mudança de inclinação é combinada com a queima de circularização orbital (ou "impulso de apogeu", apogee kick) para reduzir o total requerido para ambas as manobras. O combinado é a soma vetorial do de mudança de inclinação e do de circularização e, como a soma dos comprimentos de dois lados de um triângulo é sempre superior ao comprimento do lado restante, o total em uma manobra combinada será sempre menor do que em duas manobras separadas. O combinado pode ser calculado como segue:[7]
onde é a magnitude da velocidade no apogeu da órbita de transferência e é a velocidade na GEO.
Outras considerações
[editar | editar código]Mesmo no apogeu, o propelente necessário para reduzir a inclinação a zero pode ser expressivo, conferindo aos locais de lançamento equatoriais uma vantagem substancial em relação àqueles situados em latitudes mais altas. O Cosmódromo de Baikonur da Rússia, no Cazaquistão, situa-se a 46° de latitude norte. O Centro Espacial Kennedy, nos Estados Unidos, localiza-se a 28,5° norte. O Centro de Lançamento de Wenchang, na China, fica a 19,5° norte. O SDSC da Índia está a 13,7° norte. O Centro Espacial da Guiana, base de lançamentos dos foguetes europeus Ariane e dos foguetes russos Soyuz operados pela Europa, situa-se no paralelo 5° norte. A plataforma flutuante Sea Launch (com operações indefinidamente suspensas) realizava lançamentos diretamente a partir do equador no Oceano Pacífico.
Lançadores descartáveis geralmente atingem a GTO de forma direta, mas uma espaçonave já posicionada em uma órbita terrestre baixa (LEO) pode ingressar na GTO acionando um motor de foguete alinhado à sua direção orbital para aumentar sua velocidade. Esse procedimento era realizado quando espaçonaves geoestacionárias eram lançadas a partir do Ônibus Espacial; um "motor de impulso de perigeu" (perigee kick motor) acoplado à espaçonave era acionado depois que o ônibus espacial a liberava e se afastava para uma distância de segurança.
Embora alguns lançadores possam conduzir suas cargas úteis diretamente até a órbita geoestacionária, a maioria encerra sua missão liberando as cargas em GTO. A espaçonave e seu operador tornam-se então responsáveis pela manobra de inserção na órbita geoestacionária final. A trajetória balística de 5 horas até o primeiro apogeu pode ser mais longa do que a vida útil das baterias do lançador ou da espaçonave, e a manobra é por vezes executada em um apogeu posterior ou dividida entre múltiplos apogeus. A energia solar gerada pelos painéis da espaçonave sustenta a missão após a separação do lançador. Além disso, muitos lançadores transportam atualmente vários satélites em cada lançamento para reduzir os custos globais, e essa prática simplifica a missão quando as cargas úteis são destinadas a diferentes posições orbitais.
Em razão dessa prática, a capacidade do lançador é usualmente especificada como a massa da espaçonave em direção à GTO, e esse número será sempre superior à carga útil que poderia ser entregue diretamente na GEO.
Por exemplo, a capacidade (massa do adaptador e da espaçonave) do Delta IV Heavy é de 14.200 kg para GTO, ou de 6.750 kg diretamente para a órbita geoestacionária.[2]
Se a manobra de GTO para GEO for realizada por meio de um único impulso, como ocorre com um motor de foguete de combustível sólido de queima única, o apogeu deve ocorrer no cruzamento equatorial e na altitude da órbita síncrona. Isso implica um argumento de perigeu de 0° ou 180°. Como o argumento do perigeu sofre perturbação secular lenta devido ao achatamento da Terra, ele é tipicamente configurado no lançamento com um desvio planejado para que atinja o valor desejado no momento apropriado (por exemplo, este é habitualmente o sexto apogeu nos lançamentos do Ariane 5[8]). Caso a inclinação da GTO seja nula, como nos lançamentos da Sea Launch, essa restrição não se aplica (tampouco se aplicaria a uma GTO hipotética inclinada a 63,4°; ver órbita Molniya).
A discussão precedente concentrou-se primariamente no caso em que a transferência entre LEO e GEO é efetuada por uma única órbita de transferência intermediária. Trajetórias mais complexas são por vezes empregadas. Por exemplo, o foguete Proton-M utiliza um conjunto de três órbitas intermediárias, exigindo cinco queimas do estágio superior, para inserir um satélite em GEO a partir do sítio de alta inclinação do Cosmódromo de Baikonur, no Cazaquistão.[9] Em virtude da alta latitude de Baikonur e de considerações de segurança de área que impedem lançamentos diretamente para o leste, exige-se menor delta-v para transferir satélites para a GEO utilizando uma órbita de transferência supersíncrona na qual o apogeu (e a manobra para reduzir a inclinação da órbita de transferência) situa-se a uma altitude superior a 35.786 km, a altitude geossíncrona. O Proton oferece inclusive a execução de uma manobra de apogeu supersíncrona até 15 horas após o lançamento.[10]
A órbita geoestacionária é um tipo especial de órbita em torno da Terra na qual um satélite orbita o planeta na mesma taxa de rotação da Terra. Isso significa que o satélite aparenta permanecer estacionário em relação a um ponto fixo na superfície terrestre. A órbita geoestacionária situa-se a uma altitude de aproximadamente 35.786 quilômetros (22.236 milhas) acima do equador terrestre.
Ver também
[editar | editar código]Referências
[editar | editar código]- ↑ Larson, Wiley J. e James R. Wertz, eds. Space Mission Design and Analysis, 2.ª Edição. Publicado conjuntamente por Microcosm, Inc. (Torrance, CA) e Kluwer Academic Publishers (Dordrecht/Boston/Londres). 1991.
- 1 2 «United Launch Alliance Delta IV Launch Services User's Guide» (PDF). Junho de 2013. pp. 2–10. Consultado em 27 de julho de 2013. Arquivado do original (PDF) em 14 de outubro de 2013
- ↑ Vallado, David A. (2007). Fundamentals of Astrodynamics and Applications. Hawthorne, CA: Microcosm Press. 31 páginas
- ↑ Chartrand, Mark R. (2004). Satellite Communications for the Nonspecialist. [S.l.]: SPIE Press. 164 páginas. ISBN 978-0-8194-5185-9
- ↑ Spitzer, Arnon (1997). Optimal Transfer Orbit Trajectory using Electric Propulsion. [S.l.]: USPTO
- ↑ Koppel, Christophe R. (1997). Method and a system for putting a space vehicle into orbit, using thrusters of high specific impulse. [S.l.]: USPTO
- 1 2 Curtis, H. D. (2010) Orbital Mechanics for Engineering Students, 2.ª Ed. Elsevier, Burlington, MA, pp. 356–357.
- ↑ «ArianeSpace Ariane 5 User's Manual Issue 5 Revision 1» (PDF). Julho de 2011. pp. 2–13. Consultado em 8 de março de 2016. Arquivado do original (PDF) em 9 de março de 2016
- ↑ International Launch Services, Proton Mission Planner's Guide Rev. 7 novembro de 2009, p. 2-13, Figura 2.3.2-1, acessado em 27 de julho de 2013.
- ↑ International Launch Services, Proton Mission Planner's Guide Rev. 7 novembro de 2009, acessado em 27 de julho de 2013, Apêndice F.4.2, página F-8.
