La col·locació en òrbita d’un satèl·lit, o satel·lització, és assolida en diverses fases. La primera, anomenada llançament, consisteix a portar el giny fins a una certa altitud, generalment fora de l’atmosfera terrestre, tot conferint-li una determinada velocitat. Aquest llançament és aconseguit gràcies a un sistema llançador que pot ésser un coet llançador o bé una llançadora espacial. Un cop situat fora de l’acció del fregament atmosfèric, hom pot considerar que, tret d’algunes pertorbacions que caldria tenir en compte posteriorment, el satèl·lit és sotmès únicament a l’atracció gravitacional de la Terra. En aquestes condicions, l’òrbita és una el·lipse. La forma de l’òrbita seguida pel satèl·lit depèn essencialment de la seva altitud (o, més exactament, de l’altitud que té en determinats punts, com son ara el perigeu i l’apogeu), i l’estabilitat de l’òrbita (que fa que el satèl·lit no caigui al sòl i no s’allunyi a l’espai exterior) depèn del fet que la velocitat del satèl·lit sigui o no justament la velocitat requerida perquè la seva massa recorri l’òrbita sense haver de fer ús dels propulsors, és a dir, per tal que la recorri essent sotmesa només a l’atracció gravitacional terrestre. El sistema llançador té per missió de fornir al satèl·lit la velocitat apropiada perquè recorri una d’aquestes òrbites estables. Tanmateix, l’òrbita en què el col·loca el sistema llançador no és generalment l’òrbita final en què el satèl·lit ha de complir la seva missió, sinó tan sols una òrbita de transferència a partir de la qual el sistema ha d’ésser impel·lit cap a l’òrbita definitiva. Això és conseqüència del fet que la situació geogràfica concreta de la base espacial des d’on hom ha fet el llançament imposa limitacions (o lligams) a l’òrbita directament assolible. Generalment, és des de l’apogeu de l’òrbita de transferència que el satèl·lit passa a l’òrbita final en accionar el motor d’apogeu que és incorporat al giny. Aquesta maniobra d’apogeu pot constar d’una o de diverses fases. Un cop situat en l’òrbita final, pot ésser necessari de desplaçar-lo (aquest moviment és anomenat sovint deriva) fins que sigui situat en el punt exacte que s’ha calculat. Un cop situat en aquest punt, hom el posa en configuració operativa (desplegament de plaques solars, control de la rotació, ajust de l’orientació, engegada dels dispositius inercials) mitjançant el telecomandament des dels centres de seguiment terrestres. Alhora, el sàtel·lit comença a trametre senyals de telemesura que fan possible de comprovar el bon funcionament del sistema. En resum, la satel·lització pot ésser considerada reeixida quan el segment sòl (les estacions de telecomandament, que envien senyals al satèl·lit, les estacions de telemesura, que en reben, les estacions de localització, que determinen la posició exacta del giny i el seu moviment orbital) i el segment espacial (els instruments a bord del satèl·lit) del sistema funcionen tots correctament.
Esquema de les diferents fases de la satel·lització d’un satèl·Lit [CNES]
© fototeca.cat
Els paràmetres que defineixen l’òrbita d’un satèl·lit són similars als elements de l’òrbita d’un astre (element d’una òrbita). Dos elements determinen la forma i la grandària de l’el·lipse: són les distàncies del perigeu i de l'apogeu a la superfície terrestre, Hp i Ha (perigeu i apogeu són, respectivament, els punts més proper i més llunyà de l’òrbita a la superfície terrestre); aquestes dues magnituds determinen el semieix major a (a = R + (Hp +Ha)/2, on R és el radi de la Terra) i l'excentricitat e de l’òrbita (e = 1 - Hpa). Dos elements especifiquen l’orientació del pla orbital en l’espai: la inclinació del pla orbital respecte al pla de l’equador, i l'ascensió recta del node ascendent de l’òrbita (el node ascendent és el punt de l’òrbita en què el satèl·lit creua el pla equatorial en passar de l’hemisferi S al N). Un element fixa l’orientació de l’eix major de l’òrbita en el pla orbital: l'argument del perigeu, que és l’angle entre el perigeu i el node ascendent, mesurat sobre el pla orbital i en el sentit del moviment orbital. Finalment, la posició del satèl·lit en funció del temps és determinada un cop s’esbrina la seva posició exacta en un cert instant. Tanmateix, les òrbites que descriuen els satèl·lits artificials són sotmeses a pertorbacions causades per la no-homogeneïtat i la no-esfericitat de la Terra així com per l’acció d’altres forces a més de la gravetat terrestre, com són ara l’atracció solar o lunar o la pressió de radiació exercida per la radiació solar. Per aquesta raó, el satèl·lit ha de disposar d’un sistema propulsor que permeti de corregir en vol la trajectòria tot estabilitzant-lo en l’òrbita correcta. D’aquestes pertorbacions orbitals les principals són: la precessió del pla orbital (o regressió dels nodes), que consisteix en una rotació del pla orbital al voltant de l’eix del món, de manera que els nodes (punts d’intersecció de l’òrbita amb el pla equatorial) es desplacen sobre el pla equatorial; i la rotació de la línia dels àpsides, que és la rotació (en el pla orbital) de la línia que uneix l’apogeu i el perigeu (el paràmetre que canvia és l’argument del perigeu), i que s’anul·la per a una inclinació de 63,4°. Segons les finalitats concretes que hagi de complir un determinat satèl·lit, hom pot satel·litzar-lo en diverses menes d’òrbites. L'òrbita baixa és una òrbita de baixa altitud (≤1 000 km) i és emprada, generalment, per a l’observació de la Terra (satèl·lits geodèsics, militars, d’observació dels recursos naturals, etc. ). L'òrbita polar té una inclinació de 90°, és a dir, tal que creua els pols terrestres. L'òrbita quasipolar té una inclinació tal que és gairebé una òrbita polar. L'òrbita geosincrònica és aquella en què el satèl·lit té un període de rotació al voltant de la Terra igual al període de rotació de la Terra al voltant del seu eix (23 h 56 min 4,1 s). En el cas concret que aquesta òrbita sigui circular, estigui en el pla equatorial i sigui recorreguda en sentit directe, el satèl·lit roman fix sobre un punt determinat de la superfície terrestre. Hom parla aleshores d'òrbita geoestacionària; aquesta òrbita és única, i la seva altitud és d’uns 35 800 km. És especialment emprada pels satèl·lits de telecomunicacions. L'òrbita heliosincrònica és aquella en què la precessió del pla orbital és tal que aquest manté una posició fixa respecte al Sol. Aquest fet fa que, quan el satèl·lit passa per la vertical d’un punt de la Terra, passi sempre a la mateixa hora solar, la qual cosa fa que aquesta òrbita sigui la més emprada per a fer observacions de la Terra que hagin d’ésser comparades al llarg del temps. L’òrbita heliosincrònica habitualment usada és la que té una altitud d’uns 800 km i una inclinació d’uns 100°.
Pel que fa a llur finalitat o missió, els satèl·lits artificials poden ésser classificats en satèl·lits de telecomunicacions, satèl·lits de radionavegació, satèl·lits d’observació de la Terra i satèl·lits científics. Quan algun d’aquests tipus és emprat amb finalitats militars, hom parla de satèl·lit militar. En tots els casos es distingeix entre els satèl·lits preoperatius, que són els prototips amb què hom prova nous dispositius o tècniques, i els satèl·lits operatius, que ja fan ús de les millores desenvolupades gràcies als anteriors. Els satèl·lits de telecomunicacions són emprats com a estacions intermèdies que comuniquen sense obstacles punts del planeta molt allunyats. Hom els situa, generalment, en òrbita geoestacionària. Són emprats, per exemple, en la transmissió telefònica, teleinformàtica i de televisió. En aquest darrer cas, poden utilitzar-se com a alternativa a una xarxa terrestre de repetidors: el satèl·lit serveix una determinada zona amb una qualitat més bona i sense presència de zones d’ombra. Hom parla en aquest cas de satèl·lits de televisió directa. Els satèl·lits de radionavegació i radiolocalització són emprats per a localitzar amb precisió la posició de naus o d’aeronaus, així com per a determinar, en cas d’accident, la situació exacta del punt on ha esdevingut el desastre. Els satèl·lits d’observació de la Terra són bàsicament de dos tipus: els satèl·lits meteorològics, que prenen imatges de l’atmosfera a fi de permetre d’estudiar l’evolució i de poder fer previsions a curt termini; i els satèl·lits d’observació dels recursos naturals, que, tot prenent fotografies de la superfície en determinats canals espectrals, faciliten la confecció de mapes temàtics. En aquest cas, hom empra generalment satèl·lits heliosincrònics en òrbita quasipolar. Pel que fa als satèl·lits científics, hi ha els satèl·lits astronòmics, que treballen en les bandes espectrals l’observació de les quals des de la Terra és afectada per l’existència de l’atmosfera, i els satèl·lits de recerca, amb què hom experimenta fenòmens difícils de realitzar sobre la Terra (apesantor, microgravetat). El primer satèl·lit artificial, posat en òrbita el 4 d’octubre del 1957, fou el primer de la sèrie Sputnik, de caire experimental. Seguidament hom desenvolupà els satèl·lits de telecomunicacions. Inicialment foren reflectors passius que no eren més que esferes de plàstic metal·litzat situades en òrbita baixa; cal destacar els Echo, que foren usats del 1960 al 1964. Els Telstar continuaven essent satèl·lits en òrbita baixa i no geoestacionaris, la qual cosa limitava el temps d’utilització per revolució; la seva capacitat era de 600 línies telefòniques i un canal de televisió. Vingueren després els primers satèl·lits geoestacionaris, el Syncom (1963-64) i l'Early Bird o INTELSAT I, primer de l’organització internacional de telecomunicacions INTELSAT, la qual ha anat utilitzant satèl·lits de prestacions progressivament augmentades. Cal destacar també els dos satèl·lits Symphonie francoalemanys (1974 i 1975), els Molnija i Raduga soviètics, els de l’organització Intersputnik, els Anik 2 i 3 i el RCA-Satcom canadencs, entre molts d’altres. Destaquen també els programes francesos Télécom-1, engegat el 1979, i Télécom-2 (el darrer satèl·lit de la sèrie, Télécom-2 D, fou llançat el 1996), l'OTS (1978), i l'ECS (1983, 1984) i l'Olympus (llançat el 1989 i actiu fins el 1993) de l’Agència Espacial Europea. Entre els satèl·lits de televisió hi ha els del programa japonès Superbird, destinat a transmetre televisió d’alta definició, el darrer dels quals, Superbird 4, fou llançat el 2000. El programa JCSAT fou iniciat amb el JCSAT-1 d’emissió directa, de 3,7 m de diàmetre i 10 de llarg i 1 364 kg de pes. La British Satellite Broadcasting (BSB) llançà el Marco Polo-1. Amb vista a promoure els programes educatius, l’ESA llançà l'Olympus, que permeté promoure l’anomenat “teleensenyament” i potenciar l’intercanvi científic. Al satèl·lit OTS, enviat el 1978, el primer satèl·lit experimental de l’Agència Europea de l’Espai, el seguiren els ECS, el primer dels quals fou posat en òrbita el 1983. La sèrie Hispasat de satèl·lits de telecomunicacions espanyols, iniciada el 1992, llançà l’any 2000 l'Hispasat-1C. Els sistemes de radionavegació basats en satèl·lits del tipus Transit, llançats per la marina dels EUA però posteriorment en servei general, han estat millorats pel GPS —Global Positioning System— que permet als vaixells a alta mar determinar la seva posició exacta. També pot ésser utilitzat per vehicles terrestres i aeronaus. El sistema nord-americà NAVSTAR ha estat el primer sistema GPS a ésser disponible per a usos no militars. L’Agència Espacial Europea desenvolupà el programa MARECS (d’ençà del 1981), gestionat posteriorment per l’organització internacional INMARSAT, que posà en òrbita un total de nou satèl·lits (INMARSAT-2 i INMARSAT-3) durant els anys noranta. Amb ells connecten milers de vaixells a tot el món, que d’aquesta manera supleixen la comunicació per ona d’alta i molt alta freqüència, la qual necessita repetidors terrestres per a transmetre els senyals a grans distàncies. Respecte als satèl·lits destinats a observar la Terra, hom en pot distingir de tres tipus: de meteorològics, de recursos i control ambiental i de militars. Entre els meteorològics cal destacar el sistema de satèl·lits de WWW (WorldWeather Watch). Per cobrir la superfície terrestre no polar hom necessita quatre satèl·lits geoestacionaris o més. L’acord internacional per a l’observació global de l’atmosfera contribuí a la formació d’una xarxa constituïda, a més del Meteosat (el 1997 fou llançat el Meteosat-7), per quatre satèl·lits geoestacionaris: dos dels EUA, un del Japó i un altre sobre la vertical de l’Índia, anomenats GOES-E, GOES-W, GMS i INSAT, respectivament. Els satèl·lits de detecció són utilitzats tant per companyies petrolieres o mineres com per agències mediambientals. Els satèl·lits Landsat (nord-americà) i Spot (francès) permeten cartografiar diverses zones del planeta. Aquest tipus de satèl·lit recorre, generalment, òrbites heliosincròniques i utilitza tècniques de teledetecció. D’altra banda, satèl·lits com els ERS permeten mantenir el medi ambient terrestre sota vigilància contínua i ofereixen dades sobre l’estat dels oceans, l’altura de les onades, les temperatures a diverses zones del planeta, les variacions en les superfícies cobertes de vegetació, etc. Els satèl·lits militars són la majoria, bé que gairebé sempre són matèria reservada d’informació. L’any 1996 disposaven de satèl·lits militars els EUA i Rússia. Els EUA tenien 3 satèl·lits de presa d’imatges, 4 grups de vigilància oceànica mitjançant infraroigs, 24 satèl·lits d’ajut a la navegació i 6 de guerra electrònica. Rússia disposava de 9 satèl·lits amb possibilitat de detectar el llançament de míssils ICBM i SLBM, 2 de reconeixement fotogràfic i 11 d’intel·ligència electrònica. Finalment, pel que fa als satèl·lits científics, hom pot citar l'Hipparcos, el Hubble o telescopi espacial, el COBE, l'UARS, el ROSAT i alguns de recerca mediambiental, com l'ERS. Aquest darrer i altres que acompleixen un paper semblant permeten tenir un control permanent de l’estat del medi ambient a tot el planeta.