¿CÓMO
SE SOSTIENEN LOS SATÉLITES?
Si lanzamos un cuerpo al espacio, se encontrará
que el suelo no es horizontal y que éste desciende con él.
Si la velocidad comunicada al cuerpo es pequeña y pierde altura,
no pudiendo mantener esos 5 metros de altura durante los 8 km recorridos,
antes o después caerá.
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Por
el contrario, si la velocidad suministrada al cuerpo es mínimamente
la que le permita recorrerlos, perdiendo los 5 metros por cada 8 km de
desplazamiento, éste caerá a la misma velocidad con que "desciende"
la curvatura de la Tierra. De este modo, después de haber viajado
los 8 primeros Km y a pesar de haber descendido 5 metros, sigue manteniendo
la misma distancia inicial. Si no hay nada que frene su marcha, se irá
cumpliendo y repitiendo esta condición hasta alcanzar el punto de
origen. Habremos puesto en órbita dicho cuerpo. |
En la práctica
no es tan sencillo; primero es necesario situarlo fuera de la atmósfera
para evitar cualquier rozamiento que pueda disminuir la velocidad del movimiento,
y en segundo lugar, para imprimirle la velocidad necesaria que le permita
cumplir la condición anterior, es necesario que este cuerpo o satélite
se desplace a 8 km cada segundo, lo que equivaldría a una velocidad
de 28.800 km por hora.
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Las
leyes que permiten mantener suspendido un cuerpo en el espacio vienen determinadas
por la mecánica de Newton. El peso depende de la distancia en que
se encuentra del centro de la Tierra. El delicado equilibrio que lo mantiene
en el espacio, es la relación de fuerzas entre el peso de su masa
y la fuerza centrífuga generada por su rotación.
Para una
órbita cercana a los 200 km de altura su velocidad sería
algo más de 7 km/s, a 10.000 km unos 5 km/s y a los 36.000.000 kms
se aproximaría a 3'1 km/s. |
El rozamiento
producido por las ligeras partículas de la atmósfera sobre
la superficie de los satélites, produce la suficiente fricción
como para provocar sus caídas, obligando a elevar sus órbitas
a centenares de kms. A alrededor de los 200 km de altura se mantendría
en órbita durante algunos días, sobre los 500 km podría
orbitar durante años y cerca de los 1000 km lo haría durante
siglos. No obstante, antes o después el efecto de frenado provocará
la caída de todos que prácticamente se desintegrarán
en su descenso al atravesar la atmósfera.
Parámetros
orbitales
Son los "elementos
keplerianos" que permiten situar y controlar un objeto en órbita
alrededor de la Tierra. Debido a las variaciones de las fuerzas de atracción,
especialmente del Sol y de la Luna, estos parámetros varían
con frecuencia, por lo que los datos que se ofrecen a continuación
son simplemente un ejemplo orientativo.
El lector interesado
en efectuar un seguimiento real, deberá actualizarlos a una fecha
lo más cercana posible al momento operacional.
En todas las
PBBS de la red de packet radio (144 MHz y 430 MHz) se pueden conseguir
los "orbitals elements" o "keps", que son los parámetros de los
satélites de órbita circular, polar o elíptica. Esta
información es facilitada a la red por la NASA o AMSAT. El primer
organismo los facilita en formato de "dos líneas", mientras que
el segundo, lo hace de una forma más fácil de entender y
son más largos.
A efectos de procesado de datos, el ordenador
no tiene ninguna preferencia entre ellos.
Podréis encontrar
más información en el apartado de Recursos
Parámetros
que identifican al satélite
(A)- CATALOG
NUMBER - Número de objeto.
(D)- ELEMENT
SET.
Estos datos identifican cada uno de los
satélites, algo parecido a la "matrícula" del satélite.
Son asignados por los organismos internacionales.
(B) - EPOCH
TIME - Fecha datos.
Se refiere a la fecha en que fueron tomados
los datos expresada en tiempo UTC. El año es acompañado del
número de días y fracciones que han transcurrido desde su
comienzo.
Parámetros
que definen la posición de la órbita
(E)-
INCLINATION - Inclinación de la órbita.Se
refiere al ángulo entre 0º y 180º con que el satélite
cruza al
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ecuador terrestre en su nodo ascendente.
Define la latitud más alta alcanzada en una órbita. Este
parámetro varía a lo largo de la vida del satélite
y en el momento del lanzamiento determina la zona de cobertura que se obtendrá
en la Tierra cuando se encuentre en el apogeo.
La inclinación de la órbita
es el ángulo que forma su plano con el Ecuador. Si éste es
0º la trayectoria será ecuatorial. Por el contrario si mide
los 90º será polar. |
(F)- RAAN (Right
Ascensión of Ascending Node) - Ascensión recta del nodo ascendente.
Es el ángulo expresado en grados
que forma el radio terrestre que pasa por el nodo ascendente de una órbita
determinada, con la dirección del punto "vernal". Éste es
un punto de referencia de la esfera celeste, al que se refieren todas las
ascensiones rectas de las estrellas y se define como el punto de intersección
de la eclíptica (recorrido curvilíneo que aparentemente describe
el Sol alrededor de la Tierra) con el ecuador terrestre en el equinoccio
de primavera.
(H)-
ARGUMENT OF PERIGEE - Argumento del perigeo
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Nos
informa de la orientación de la órbita con el propio plano,
que puede estar más o menos torcida. Esta posible inclinación
es la del eje mayor de la órbita en relación con la línea
de nodos. Su ángulo se mide en sentido levógiro (hacia la
izquierda), a partir del nodo ascendente. Puede variar más o menos
con el tiempo, dependiendo de la inclinación del plano de la órbita. |
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Existe
una inclinación de 63'4º en la cual, el argumento del perigeo
queda estable. Recibe el nombre de "órbita del tipo Molniya
(1)" debido a que los satélites rusos de comunicaciones fueron
los primeros en utilizarla, al conseguir que todos los apogeos de sus órbitas
estuvieran siempre sobre el hemisferio norte, facilitando que los tiempos
de contacto con el satélite fuesen más largos.
(1)
Órbita
Molniya. Es muy elíptica, su punto más cercano a la Tierra
(perigeo) dista unos 320 Km y el más lejano (apogeo) 96.000 Km.
La funcionalidad de estos satélites es variada permitiendo servicios
de TV, telefonía y militares.
Utilizan
diferentes bandas: Molniya-1 (800 MHz a 1 GHZ), Molniya-3 (4 a 6 GHz). |
Parámetros que
definen la forma de la órbita
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(G)- ECCENTRICITY
- Excentricidad.
Nos define
el grado de excentricidad de una órbita respecto a un círculo.
Estos valores variarán entre 0 y 1. Su valor se obtiene del cociente
entre la distancia de los focos de la elipse y el eje mayor. Lógicamente
cuando su valor es cero "e = 0", la órbita es una circunferencia.
Este parámetro afectará
a la uniformidad de la velocidad del satélite, produciendo una mayor
diferencia entre las velocidades máximas y mínimas llegando
en algunos satélites de órbitas elípticas, a ser hasta
cinco veces más rápidas en su paso por el perigeo. |
(J)- MEAN MOTION
- Movimiento medio.
Se refiere al número de revoluciones
completas que recorre un satélite en un día. En realidad
correspondería al número de veces que ha pasado por el perigeo
en los 1440 minutos de un día solar.
Éste parámetro es utilizado
por los programas de cálculo para conocer la posición del
satélite en un momento actual. LeS basta con multiplicar este valor
por el número de días desde la órbita de referencia.
(C)- DECAY
- Decaimiento.
Este parámetro, que es una variación
del "movimiento medio", nos permite conocer la desaceleración del
satélite. Las capas altas de la atmósfera producen, por rozamiento,
una relantización de los satélites cuando estos orbitan en
el perigeo. Este efecto se manifiesta en un ligero aumento del número
de vueltas (en milésimas) por día, o en una disminución
de la duración de cada órbita. Si las órbitas son
extremadamente elípticas puede ocurrir un efecto contrario, provocado
por las influencias gravitatorias de la Luna o del Sol.
Parámetros que
definen la posición del satélite en la órbita
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(I)-MEAN ANOMALY
- Anomalía significativa.
Nos permite
fijar la posición puntual de nuestro satélite dentro de una
órbita completa, en el supuesto de que el satélite llevara
una velocidad angular constante en todo su recorrido. Su valor es el ángulo
que forma el vector que va desde el centro de la Tierra hasta el satélite
con con el que va desde el centro de la Tierra hasta el perigeo. Aunque
los astrónomos trabajen usualmente con una anomalía significativa
de 360º, en los satélites "OSCAR" de aplicaciones experimentales,
sus órbitas (elípticas) se dividen en 256 partes. El punto
"0" representa el perigeo de la órbita y punto más cercano.
El más lejano o apogeo equivaldría al 128. Así, cuando
la "anomalía está entre 0 y 128, el satélite se encamina
al apogeo y si se encuentra entre 128/256, lo hace al perigeo. |
Parámetros complementarios
(K)- ORBIT NUM.
- Número de órbita..
Es el número de veces que el satélite
ha dado la vuelta al mundo en la fecha y hora en que se han tomado estos
datos. Esta cifra se ve incrementada en una unidad después de cada
órbita.
(Z)- CHECKSUM
Control numérico que garantiza
que los datos recibidos no tienen errores.
Para ampliar
información:
| The Satellite Experimenters
Handbook - Martín Davidoff. 4ª edición, en inglés.
412 pág. ARRL. ISBN 0-87259-318-5.
Satélites de Radioaficionados
- Pablo Cruz Corona. Editorial Marcombo. ISBN 84-267-0966-4.
KEPS NASA. Estos datos se
exponen a modo de ejemplo y es necesario contrastarlos periódicamente.
http://www.amsat.org
ORBITEL es un sencillo
programa en MSDOS que nos permite la indexación de los parámetros
de los satélites y también comprueba el correcto valor
de sus valores.
http://www.dransom.com
CQ RadioAmateur publica
mensualmente estos parámetros http://www.cq-radio.com
www.cq-radio.com |
