¿Por qué FAI está considerando reducir la línea Karman a 80 km?

tl; dr: La FAI está haciendo eso porque les convenció la propuesta de Johnathan McDowell, que presentó por primera vez hace 25 años. La declaración de la FAI debe referirse a su reciente artículo sobre el tema. ✅

El papel termina:

6. Conclusión:

He demostrado que para un coeficiente balístico de satélite típico, la línea de Karman efectiva está cerca de (dentro de 10 km de) 80 km, independientemente de las condiciones solares y atmosféricas, en lugar del valor actualmente popular de 100 km; y que los datos orbitales históricos de los satélites artificiales reales confirman que los objetos en órbita pueden sobrevivir a múltiples perigeos a altitudes de alrededor de 80 a 90 km. Este rango de altitud es consistente con el límite físico más alto de la atmósfera, es decir, la mesopausa, y con el límite de 50 millas de "alas de astronauta" sugerido por los Estados Unidos durante los primeros años de la era espacial.

Sobre la base de estos argumentos físicos, tecnológicos e históricos, sugiero que un valor de 80 km es una opción más adecuada para usar como el "borde del espacio" inferior canónico en circunstancias en las que se desea tal línea divisoria entre la atmósfera y el espacio. .

Fondo:

De la pregunta ¿Ha descendido alguna vez una nave espacial por debajo de la línea de Karman y luego ha continuado con seguridad el vuelo espacial? :

El artículo de Science Alert Un astrofísico de Harvard dice que el espacio exterior está realmente más cerca de lo que pensamos (ver también Ciencia; el espacio exterior puede haberse acercado un poco más ) habla sobre el artículo reciente de Acta Astronautica de Jonathan McDowell The edge of space: Revisiting the Karman Line , y termina con la ocurrencia:

Sin embargo, eso no significa que pronto vayamos a ver cambios en las definiciones de uso común: McDowell propuso por primera vez su línea fronteriza de 80 kilómetros en 1994, hace más de 25 años. Tal vez necesitemos un nuevo término para ello: la línea McDowell.

Creo que la idea es que una vez que algo que ha estado en la órbita de la Tierra cae a la línea Karman en órbita circular , es "brindis" en el sentido de que su destino está bastante bien sellado y tiene horas o quizás un día como máximo antes de quemarse.

Anteriormente, el artículo dice:

Volvamos a McDowell. Eligió como límite propuesto la marca de los 80 kilómetros, justo debajo de la mesopausa, el límite entre la mesosfera inferior y la termosfera superior, y el punto más frío de la atmósfera terrestre.

Y esto es debido a los satélites. McDowell analizó más de 90 millones de puntos de datos orbitales de 43 000 satélites que se remontan a 1957, utilizando archivos mantenidos por el Comando de Defensa Aérea de América del Norte.

La mayoría de los satélites vuelan bastante alto, pero identificó 50 que volaban por debajo de la marca de los 100 kilómetros, tan bajo como la marca de los 80 kilómetros, en dos o más revoluciones completas de la Tierra.

"¿Vas a decir [estos satélites están] en el espacio y luego no en el espacio cada 2 horas?" le dijo a Science. "Eso no parece muy útil".

Análisis:

He "marcado con viñetas" la cita en bloque de la declaración FAI en la pregunta de la siguiente manera:

Estos análisis combinan datos/modelado desde una serie de perspectivas diferentes

1. variaciones latitudinales durante los ciclos solares
2. coeficientes de elevación teóricos para satélites de diferentes tamaños/configuraciones que van desde cubesats hasta la Estación Espacial Internacional
3. Análisis elíptico de perigeo/apogeo de la vida orbital real de los satélites

Ahora echemos un vistazo al artículo de McDowell para ver si se abordan allí.

1 variaciones latitudinales durante los ciclos solares

Del artículo de McDowwell:

Para comprender el efecto de estas variaciones en la función z(k), ejecuté modelos para una variedad de tiempos y ubicaciones geográficas utilizando un código que implementa el modelo atmosférico NRL MSISE-00 [41]. Las atmósferas se calcularon en intervalos de 10 días desde enero de 1960 hasta enero de 2020 para muestrear completamente varios ciclos solares. En cada día seleccionado se calcularon las atmósferas para las 0, 6, 12 y 18 h GMT en cuatro latitudes (80 S, 0 N, 45 N y 80 N) y cuatro longitudes (0, 90, 180, 270 E). Para cada época, se utilizaron los niveles de actividad solar reales o (para fechas futuras) pronosticados del archivo de clima espacial de Celestrak [42] [43].

✅ Consulta!

2 coeficientes de sustentación teóricos para diferentes tamaños/configuraciones de satélites que van desde cubesats hasta la Estación Espacial Internacional

Las secciones 5.1 a 5.3 son demasiado largas y detalladas para intentar generar un fragmento de sonido aquí. El documento no es de pago y puede ser revisado por el lector. Sin embargo, resumiré que en lugar de ceñirme explícitamente a los coeficientes de arrastre y elevación$C_D, C_L$McDowell abstrae el problema a algo que define aquí como el parámetro de Karman

y pasa a encontrar un *parámetro de Karman fiduciario basado en un$B_0$de 0,01 m^2/kg, donde$B$no es el conocido coeficiente balístico$\beta$, sino más bien su recíproco$B=C_D A/m$.

Él proporciona valores para$B$¡Desde una amplia variedad de ejemplos extremos, desde la ISS hasta globos, pasando por Dove cubesats, hasta una esfera sólida de 10 m de diámetro de osmio puro !

arriba: Fig. 2. Parámetro Fiducial Karman versus altitud geodésica para la atmósfera estándar de EE. UU. 1976. Las barras de error verticales resumen los resultados de la Fig. 3, Fig. 4, indicando el rango de variación en la altitud para un valor dado de encontrado en las ejecuciones del modelo de atmósfera NRL para diferentes fechas, latitudes y longitudes.

Tenga en cuenta que, según este análisis, el logaritmo del parámetro fiduciario de Karman llega a cero a una altitud de 80 kilómetros .

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3 Análisis elíptico de perigeo/apogeo de la vida orbital real de los satélites

arriba: Fig. 1. Altura geodésica del apogeo y el perigeo frente al tiempo de decaimiento de satélites de órbita elíptica seleccionados. Las líneas horizontales a 80 y 100 km se superponen a las parcelas de perigeo. A pesar de los ruidosos ajustes, estos satélites parecen haber sobrevivido a múltiples pasajes de perigeo por debajo de los 100 km. a) Satélite 748 (1964-006 B, Elektron 2, 2D No. 2); b) Satélite 12512 (1981-30 A, Molniya-3 No. 30); c) Satélite 14587 (1983-126 A, Kosmos-1518, Oko 6022); d) Satélite 22189 (1992-069 A, Kosmos-2217, Oko 6059); e) Satélite 29399 (2006-038 B, cohete de tercera etapa Chang Zheng 3 A Y10); f) Satélite 38255 (2012-019 B, cohete Centaur AV-031).

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Para agregar a la excelente respuesta de uhoh: primero, la línea Kármán original se calculó en 57 millas (91,5 km) en promedio (el valor de 100 km es solo para que sea "más memorable") (ver línea Kármán), y segundo , la línea de Kármán, dondequiera que se coloque, no se puede usar como la frontera entre la atmósfera y el vacío del espacio porque depende no solo del aire/vacío, sino también de factores que no tienen nada que ver con si estás en el aire o en el vacío: masa, tamaño, densidad y gravedad del planeta en cuestión.

Si la Tierra tuviera menor o mayor masa manteniendo 1 atm, la línea de Kármán cambiaría a pesar de que la presión atmosférica se mantuviera igual, porque la velocidad orbital sería menor o mayor. Eso es simplificado, por supuesto, otros factores estarían involucrados, pero verá que la línea Kármán depende de factores que no tienen nada que ver con el aire/vacío.

Tampoco tiene sentido porque una órbita circular no puede ser estable a 91,5 o 100 km, mientras que los perigeos de las órbitas elípticas pueden ir por debajo de eso y permanecer estables, como señaló uhoh.

Irónicamente, el propio Von Kármán calculó que la altitud a la que la atmósfera se vuelve más delgada para soportar el vuelo aeronáutico es de 83,6 km (51,9 millas), que está cerca de la frontera espacial definida por los EE. UU.