Una órbita geoestacionaria (GTO) de la transferencia del es una órbita de la transferencia de Hohmann alrededor de la tierra entre una órbita de tierra baja (LEO) y una órbita geoestacionaria (GEO). Es una elipse donde está un punto el perigeo en un LEO y el apogeo tiene la misma distancia de la tierra que el GEO.

Más generalmente, una órbita geoestacionaria de la transferencia del es una órbita intermedia entre un LEO y una órbita geosincrónica .

Después de un lanzamiento típico la inclinación del LEO (el ángulo entre el plano de la órbita y el plano del ecuador ) es determinada por la latitud del escenario del lanzamiento y de la dirección del lanzamiento. El GTO hereda la misma inclinación. La inclinación se debe reducir a cero para obtener una órbita geoestacionaria. Esto se hace en la distancia de GEO porque ése requiere menos energía que en LEO. Esto es porque el Delta-v required ($\backslash \; delta\; v$) para un ciertos $\backslash \; delta\; del\; cambio\; de\; la\; inclinación\; i$ es directo proporcional a la velocidad $v$ de la órbita que es la más baja de su apogeo . El Delta-v required para un cambio de la inclinación en el el nodo descendente ascendente de o de la órbita se define como sigue: $del$

l \ frac del delta v = 2 v \ pecado \ {\ delta i} {2}

Si se asume que un Ariane 5 típico GTO con un eje de Semimajor de 24.582 kilómetros, la velocidad del perigeo de un GTO es 9.88 km/s mientras que la velocidad del apogeo está en 1.

Un vehículo del lanzamiento puede moverse desde LEO a GTO encendiendo un Rocket en una tangente al LEO para aumentar su velocidad. La etapa superior del vehículo tiene típicamente esta función. Una vez en el GTO, es generalmente el satélite sí mismo que realiza la conversión a la órbita geoestacionaria encendiendo un cohete en una tangente al GTO en el apogeo. Por lo tanto la capacidad de un cohete que pueda lanzar los varios satélites se cotiza a menudo en términos de masa separada de la nave espacial a GTO algo que ídem a GEO. Alternativo el cohete puede tener la opción para realizar el alza para la inserción en GEO sí mismo. Esto ahorra el combustible del satélite, pero reduce considerablemente la capacidad separada de la masa de la nave espacial.

Por ejemplo, la capacidad (masa separada de la nave espacial) del delta IV pesado:
GTO 12 757 kilogramos (185 kilómetros x 35.786 kilómetros en la inclinación de 27.0 grados), teóricamente más que cualquie otro vehículo actualmente disponible del lanzamiento (no ha volado con tal carga útil con todo)
GEO 6 276 kilogramos

Generalmente, la inserción en la órbita geoestacionaria se realiza en el nodo ascendente. Esto es porque se realizan la mayoría de los escenarios del lanzamiento de los cuales lanza en un GTO están situados en el hemisferio norte.

En la mayoría de los casos, las etapas superiores gastadas de los vehículos del lanzamiento se dejan detrás en el GTO (algunos se dejan de vez en cuando en GEO, como el bloque DM del protón). Si el perigeo del GTO se elige para ser bajo bastante hacer que la fricción atmosférica rápidamente disminuye altitud del apogeo, la etapa superior no será ninguna amenaza de la colisión a los satélites en el anillo geoestacionario . Eventual, entrará la atmósfera de nuevo de la tierra. La mayoría de las etapas de la parte superior que se utilizan para traer las cargas útiles a un GTO se diseñan para cumplir este requisito.

Los vehículos pesados del lanzamiento de la elevación son los únicos cohetes capaces de trasladarse satélites más pesados a geoestacionario o las órbitas geosincrónicas la capacidad de alcanzar de órbita geoestacionaria de la transferencia son críticas a la colocación de satélites modernos, tan bien como al éxito de los programas espaciales que van a la luna, al Marte, y a las partes externas de la Sistema Solar. La razón de esto es que el GTO es una órbita que completa un ciclo entre una tangente del perigeo a LEO y una tangente del apogeo a una órbita geoestacionaria . En el punto donde está tangente la órbita a la órbita geoestacionaria, la carga útil puede conducir una quemadura controlada e insertarse en la órbita geoestacionaria, donde llevará a cabo su posición 22.792 kilómetros) sobre un punto específico respecto al ecuador. Por el contrario, las órbitas geosincrónicas tienen el mismo período de órbita que la tierra tiene de la rotación (24 horas), pero las órbitas ellos mismos pueden ser elípticas, y pueden también estar fuera de una órbita ecuatorial .

Ver también

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