1. Seminario de divulgacin AEM rbitas espaciales y aplicaciones Carlos Duarte 6 de abril de 2015 Agencia Espacial Mexicana 2. Objetivo Presentar el concepto de rbita y sus caractersticas; explorar diferentes tipos de rbitas y establecer su relacin con la misin y sus requerimientos 3. Contenido La importancia de las rbitas en una misin espacial Qu es una rbita? Qu se requiere para que una rbita sea estable? Leyes de Kepler Caracterizacin de las rbitas Tipos de rbitas y aplicaciones Conclusiones 4. Importancia de las rbitas en una misin La misin define la rbita La rbita define: Requerimientos de lanzamiento Ciclos de calentamiento/enfriamiento Ciclos de acumulacin de energa solar Orientacin de la nave Cobertura de observacin/comunicaciones Distancia de observacin/transmisin de datos Tiempos de revisita Tiempo sobre un localidad Duracin de la vida til 5. Qu es una rbita? Una rbita es una trayectoria que sigue una cuerpo alrededor de un baricentro bajo la influencia gravitacional de otro cuerpo de acuerdo a la leyes de la mecnica y la gravitacin. 6. Mitos y realidades No se necesita combustible para permanecer en una rbita En algunas ocasiones se requiere hacer correcciones por Arrastre terrestre Gravedad de otros cuerpos Arrastre del viento solar Arrastre magntico Se pueden requerir cohetes para mantener la rbita 7. Mitos y realidades Las rbitas responden a leyes matemticas precisas El movimiento en la rbita es peridico El plano de la rbita satelital pasa por el centro de la tierra El centro de la tierra est en uno de los focos de una rbita satelital No existen rbitas que cubran una regin pequea. Pueden existir rbitas sobre el ecuador 8. Qu se requiere para que una rbita sea estable? Ver esta simulacin https://phet.colorado.edu/sims/m y-solar-system/my-solar- system_es.html 9. Qu velocidades se necesitan para mantener una rbita satelital? Velocidad orbital para permanecer a 242 Km de altura: 8 Km/seg (26,000 km/hr) Una rbita completa toma 90 minutos Velocidad de escape terrestre 11.3 km/s (40,680 km/hr) 10. Periodos y velocidades de rbitas circulares alrededor de la tierra 11. 150 km/h =0.041 km/s 850 m/s =0.85 km/s 3.3 mach =0.98 km/s 3.6 km/s Comparacin de velocidades Lanzador profesional Ametralladora M60 SR-71 Can HARP 12. Leyes de Kepler Las leyes de Kepler fueron enunciadas por Johannes Kepler para explicar el movimiento de los planetas en sus rbitas alrededor del Sol. 13. Todos los planetas se desplazan alrededor del Sol describiendo rbitas elpticas, con el Sol situado en uno de los focos. Primera Ley de Kepler 14. El radio vector que une el sol y el planeta barre reas iguales en tiempos iguales. Da 0 Da 10 Da 20 Da 30 Da 40 Da 50 Da 60 Da 70 Da 80 Da 90 Da 100 Da 110 Da 120 Segunda Ley de Kepler 15. Tercera Ley de Kepler Establece la relacin entre el periodo orbital y el radio promedio de la rbita de dos planetas. 16. (T1/T2)2 = (R1/R2)3 T1 T2 R2 R1 Ejemplo Tierra T = 1 ao R = 1 UA Marte T = 1.88 Aos R = 1.52 UA Los periodos orbitales de dos cuerpos y los radios promedio de sus rbitas estn relacionados por: T = Periodo orbital R = Radio promedio Tercera Ley de Kepler 17. Descripcin de la rbita, dos enfoques: Elementos keplerianos Descripcin cartesiana (vectores de estado) 18. Elementos keplerianos Esto es lo que necesitamos saber Forma: circular o elptica Tamao: qu tan alejado est el satlite de la tierra Localizacin del satlite dentro de la rbita en un instante determinado Orientacin del plano orbital en el espacio: tres ngulos 19. Elementos keplerianos e, a y v (3 de 6) Perigeo 00 Apogeo e define la forma de la elipse a define el tamao de la elipse V define la posicin del satlite Semieje mayor (Km) Excentricidad (0.0 a 1.0) Apo/Peri geo Tierra Apo/Peri lune Moon Apo/Peri helio Sol Apo/Peri apsis no especificado a e= (1-b2/a2)1/2 Anomala verdadera (ngulo) v 450 900 b Semieje menor (Km) 20. Diferentes excentricidades 21. Inclinacin i (4t Elemento Kepleriano) Inclinacin (ngulo) Plano ecuatorial ( definido por el ecuador de la tierra) Interseccin del plano del ecuador con el plano de la rbita (abajo) (arriba) Algunas inclinaciones 0 -- Geoestacionario 52 -- ISS 98 -- Mapeo Nodo ascendente El nodo ascendente es el punto en el que el satlite cruza el plano ecuatorial de norte a sur i 22. El equinoccio vernal La referencia astronmica Cuando el sol pasa sobre el ecuador de sur a norte. Equinoccio vernal (20 de marzo) Define una direccin de referencia en el espacio del centro de la tierra al centro del sol a un punto conocido. 21 de junio 22 de diciembre Sol El equinoccio vernal deriva ~0.014 / ao. Las rbitas se calculan con respecto su posicin en una fecha definida. (Generalmente enero 1 de 2000) Epoch 2000 23. Ascensin Recta [1] del Nodo Ascendente y el Argumento del perigeo (5to y 6to elementos) Equinoccio vernal Direccion del perigeo = ngulo del equinoccio vernal al nodo ascendente sobre el plano ecuatorial = ngulo del nodo ascendente al perigeo sobre el plano orbital [1] La Ascencin Recta es el trmino astronmico para la longitud celestial. Nodo Ascendente 24. Los 6 elementos keplerianos a = Semieje mayor (usualmente en Km) e = Excentricidad (de la rbita elptica) v = Anomala verdadera El ngulo entre el perigeo y el radio vector del satlite sobre el plano de la rbita i = Inclinacin El ngulo entre los planos ecuatorial y orbital = Ascencin recta (longitud) del nodo ascendente El ngulo entre el vector del equinoccio vernal y el nodo ascendente en el plano del ecuador = Argumento del perigeo El ngulo entre perigeo y el nodo ascendente medido sobre el plano orbital Forma, tamao, orientacin y posicin del satlite en la rbita. 25. Ejemplo de elementos keplerianos (ISS) TWO LINE MEAN ELEMENT SET ISS 1 25544U 98067A 15091.62749961 .00016717 00000-0 10270-3 0 9007 2 25544 51.6415 106.5020 0006478 161.2533 198.8860 15.55462677 16122 Satlite: ISS Nmero de catlogo: 25544 Tiempo de poca: 15091.62749961 =2015, da 91.62739961 Element set: 900 Inclinacin: 51.6415 grados Ascencin Recta: 106.5020 grados Excentricidad: .0006478 Arg del perigeo: 161.2533 grados Anomala promedio: 198.8860 grados Movimiento promedio: 15.55462677 rev/da Rapidez de cada: 1.67170E-04 rev/da^2 Revoluciones por poca: 1612 Checksum: 313 La explicacin del cdigo de dos lneas se puede consultar en: http://spaceflight.nasa.gov/realdata/sightings/SSapplications/Post/JavaSSOP/SSOP_Help/tle_def.html 26. Vectores de estado Sistema de Coordendas Cartesianas posicin y velocidad en tres componentes Descripcin cartesiana 27. Clasificacin de las rbitas Las rbitas satelitales se pueden clasificar segn: 1. Su distancia de la tierra: Geoestacionaria, Geosncrona, de Baja Altura, de Media Altura y Altamente Excntricas). 2. La inclinacin del plano orbital con respecto al plano ecuatorial: (Ecuatorial, Inclinada y Polar). 3. Su forma: Circular Elptica 4. Su direccin: prgrada o retrgrada 28. Tipos de rbitas Clasificacin por altura: rbita baja (LEO): - - 180- 2,000 Km rbita media (MEO) - Ms de 2,000 hasta 36,000 Km High Earth Orbit (HEO) ~ >36, 000 km Orbita geoestacionaria (GEO) (~36000 km) Clasificacin por inclinacin: Ecuatorial (inclinacin = 0) Inclinacin baja Inclinacin alta Clasificacin por la forma: Circular Elptica Molniya HEO con inclinacin crtica Transferencia de Hohmann Otras Parablica (trayectoria de escape marginal) Hiperblica (trayectoria de escape) Clasificacin por direccin del movimiento del satlite: Prograda: el satlite se mueve hacia el oeste Inclinacin < 90 Retrgrada: el satlite se mueve hacia el oeste Heliosncrona la inclinacin depende de la altura i = 96.3 @ 185 km i = 99.1 @ 925 km Polar (inclinacin ~ 90) Inclinacin crtica i = 63.4 - directa i = 116.6 - retrgrada 29. LEO (Low Earth Orbit) Altura: 180 2,000 km A tener en cuenta: Alta velocidad: > 7 km/s Tiempos de visibilidad reducidos y discontinuos desde una estacin terrestre Facilidad de puesta en rbita Perturbaciones: J2 (achatamiento terrestre) Resistencia atmosfrica 30. Misiones LEO Experimentacin cientfica ISS (330-377 km), antigua MIR (350-417 km), Shuttle (280 km) Observacin astronmica Hubble (600 km) Observacin terrestre Seguimiento atmosfrico: NOAA (840 km), Metop (mn. 822 km) Rescate y vigilancia: Landsat (705 km), SPOT (822 km) Comunicaciones Orbcomm (840 km), Globalstar (1,414 km) rbitas de aparcamiento Utilizadas en los lanzamientos de satlites GEO o misiones interplanetarias 31. Ejemplo de rbita LEO Circular Altura 500 Km Inclinacin 45o 32. Traza terrestre 33. MEO (Medium Earth Orbit) Altura: 2,000 20,000 km A tener en cuenta: Alta velocidad: 3 km/s < v < 7 km/s Mayor tiempo de visibilidad que LEO Radiacin de los cinturones de Van Allen Dificultad de puesta en rbita respecto de LEO (requiere varias etapas) Aplicaciones: Navegacin: Constelaciones: GPS, Glonass, Galileo, Beidou 34. Constelacin GPS 6 planos orbitales Inclinacin 55o 4 satlites por plano Altura 20,200 Km Periodo 12 h 35. Traza terrestre 36. GEO (rbita Geoestacionaria) Periodo de rotacin: un da sideral 23 h 56 min y 4.0916 Inclinacin: 0o Distancia a la tierra: 35,768 Km A tener en cuenta: Siempre es visible desde una regin Muy alejada: retraso de propagacin; alta potencia, baja resolucin Dificultad de puesta en rbita (requiere varias maniobras complicadas Aplicaciones: Comunicaciones: radiodifusin, comunicaciones mviles Meteorologa 37. Posicin orbital de un satlite GEO Ubicacin de la antena: Lat. 32 Long. 15 Ubicacin del punto subsatelital: Lat. 0 Long. 30 38. rbita geoestacionaria (GEO) Altura 35788.1 Km Periodo 86170.5 seg Inclinacin 0o Posicin orbital -114.9o 39. El Cinturn GEO 40. rbita heliosncrona Traslacin de la tierra La rbita del satlite tiene una precesin de 360 en un ao Mantiene la misma iluminacin ecuatorial todo el tiempo ~10:30 AM en este ejemplo ngulo de iluminacin ecuatorial 41. rbita heliosncrona Inclinacin 97.049o Altura 400 Km Paso por el Nodo descendente 10:30am 42. Traza sobre la tierra de rbita heliosncrona 43. Molniya Perodo 12 h Altura del apogeo: 39850.5 Km Altura del perigeo: 500 Km Inclinacin 63.3959o 44. Traza sobre la tierra de la rbita Molniya 45. Comparacin de rbitas vistas desde la Tierra 46. Comparacin entre varias rbitas rbita GEO rbita MEO rbita LEO Altura (km) 36,000 2,000-20,000 180-2,000 Perodo orbital (Hr) 24 5-12 1.5 Velocidad (Km/hr) 11,000 19,000 27,000 Retraso (ida y vuelta) (ms) 250 80 10 Perodo de visibilidad Siempre 2-4 Hr