SATÉLITES GEOESTACIONARIOS
La capacidad de comunicación desarrollada por los satélites de órbita polar o circular no ecuatorial, depende en gran manera, del tiempo empleado en recorrer el horizonte de la estación terrena.
La necesidad de un enlace permanente obliga a que la posición del satélite permanezca fija respecto a la Tierra. Las órbitas de estos satélites han de ser circulares, geosincrónicas y ecuatoriales, en las que el periodo de rotación sideral de la Tierra sea igual al periodo de revolución sideral del satélite coincidiendo su movimiento con el de giro de la Tierra: de Oeste a Este.
 
El rozamiento producido por las ligeras partículas de la  atmósfera sobre la superficie de los satélites, produce la  suficiente fricción para provocar sus caídas, obligando a elevar sus órbitas a centenares de kms. 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. 
 
Cualquier satélite que cumpla la condición de conseguir una órbita circular a una altura  cercana a los 36.000 Km le corresponderá un periodo orbital de 23 horas, 56 minutos y 3'5 segundos; el mismo que emplea nuestro planeta en su diaria rotación sideral.
Si además la inclinación de la órbita de este satélite es ecuatorial, conseguiremos que el satélite permanezca "fijo" o "anclado" en el mismo lugar del espacio.
Esta posibilidad supone el conseguir una comunicación constante y sin necesidad de ningún seguimiento de las estaciones terrenas. Basta con ajustar las antenas una sola vez. Estos satélites reciben el nombre de estacionarios.

Fases para la puesta en órbita de un satélite geoestacionario

La colocación en una órbita geosincrónica consiste básicamente en situar al satélite en una órbita de transferencia, inclinada y elíptica. Generalmente se efectúa mediante vehículos de lanzamiento de varias etapas. La inclinación vine determinada por las coordenadas de la base de lanzamientos y la elipticidad por la distancia de su apogeo; debiendo coincidir este, con el radio de la órbita. Es sumamente importante optimizar la órbita de transferencia para evitar el consumo de combustible que permitirá mantenerlo más tiempo con vida.
Cuatro son la fases que suelen ser necesarias para  colocar a un satélite geoestacionario en su órbita preestablecida:
 
1-Lanzamiento y puesta en órbita de aparcamiento
Se sitúa el satélite en una órbita terrestre de baja altura. Su altura y el tiempo de aparcamiento en ella, depende del vehículo propulsor empleado: Ariane, Delta, Atlas-Centauro, Space Shuttle... El momento del lanzamiento está condicionado a unos determinados días pendientes de la posición del Sol y la Tierra. Constituyen la "ventana de lanzamiento".
2-Órbita de transferencia
Se consigue elíptica y bastante excéntrica activando la 3ª fase del vehículo lanzador,  siendo una órbita intermedia en la que se consigue un apogeo de 36.000 Km.
3-Encendido del motor de apogeo y órbita de deriva
El éxito del lanzamiento depende mucho de la adecuada activación del motor de apogeo. El impulso producido le permite transformar la órbita en ecuatorial y casi circular. Las maniobras que se realizan en la órbita de deriva para ir corrigiendo el satélite, pueden durar hasta tres semanas.
4-Órbita geoestacionaria
El satélite queda "fijo" en el espacio. Presentando pequeñas derivas en longitud producidas por la no esfericidad total de la Tierra y las derivas en latitud producidas por el efecto gravitatorio del Sol y de la Luna. Estas fuerzas perturbadoras se deben corregir  periódicamente durante la vida operacional del satélite para mantenerlo "anclado".
 
El control de los satélites se efectúa por estaciones terrenas TTC (Tracking, Telemetry, Command). Mediante la telemedida se obtienen las informaciones de qué es lo que ocurre a bordo, mientras que el telemando permite controlar al satélite enviándole  las órdenes oportunas.
Las bandas de frecuencias empleadas para telemetría y telecontrol son segmentos de la Banda S (2 GHz),  C (4 GHz),  X (8 GHz) y la   KU (12 GHz).

Periodo e inclinación orbital

Para determinar la órbita de un satélite artificial, y en general de cualquier astro del Sistema Solar, se necesita conocer su apogeo, perigeo, periodo orbital e inclinación de la órbita con referencia al plano del Ecuador terrestre.
El periodo orbital es el tiempo que tarda en efectuar una revolución completa sobre la Tierra. Su medición puede efectuase de dos maneras:
 
PERIODO ORBITAL: Midiendo el tiempo que tarda en recorrer su órbita (de apogeo a apogeo). El resultado es fijo.
PERIODO DE REVOLUCIÓN: Mesurando el tiempo empleado en cruzar dos veces consecutivas sobre el mismo meridiano. En este caso hay de considerar el desplazamiento propio de la Tierra mientras dura la revolución del satélite. 
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.
 

Diagramas de cobertura

Están formados por lineas elípticas cerradas en el centro o lugar de mayor concentración energética y abriéndose de forma proporcional a la disminución de las señales.
Estas líneas isométricas nos indican el PIRE (Potencia Isotrópica Radiante Equivalente) o puntos de la geografía en los que se recibe las señales de un satélite con la misma intensidad, permitiéndonos conocer el diámetro de las antenas receptoras.