Transferencia de órbita

Una órbita de transferencia , en el campo de la astronáutica , es la órbita en la que una nave espacial se coloca temporalmente entre una órbita inicial, o trayectoria de lanzamiento, y una órbita objetivo.

El término correspondiente en inglés es órbita de transferencia .

Órbita de transferencia de Hohmann

Una trayectoria de Hohmann (también llamada transferencia , a veces simplemente órbita ) es una trayectoria que permite pasar de una órbita circular a otra órbita circular ubicada en el mismo plano, utilizando solo dos maniobras de impulso. Al limitarse a dos maniobras, esta trayectoria es la que consume la menor cantidad de energía posible. Con más de dos maniobras en cambio, podemos recurrir a las denominadas transferencias bi-elípticas que resultan ser más eficientes energéticamente, pero con la condición de que el radio de la órbita de llegada supere en un factor ~ 12 al de la órbita de partida. .

La órbita de partida es circular de baja altitud, es decir, por ejemplo, (con radio de tierra R ), período , velocidad , en la que y . $\ scriptstyle {r_ {1} = 1,15R}$ $\ scriptstyle {T_ {1} = T_ {0} \ left ({\ frac {r_ {1}} {R}} \ right) ^ {{3/2}}}$ $\ scriptstyle {V_ {1} = V_ {0} \ left ({\ frac {R} {r_ {1}}} \ right) ^ {{1/2}}}$ $\ scriptstyle {T_ {0} \ approx 84 \; {\ rm {min}}}$ $\ scriptstyle {V_ {0} \ approx \ 8,2 \; {\ rm {km / s}}}$

La órbita del objetivo es circular a gran altitud, es decir, por ejemplo, el período y la velocidad de los cuales se definen mediante fórmulas similares. $\ scriptstyle {r_ {2} = 6,61R}$ $\ scriptstyle {T_ {2} = T_ {0} \ left ({\ frac {r_ {2}} {R}} \ right) ^ {{3/2}}}$ $\ scriptstyle {V_ {2} = V_ {0} \ left ({\ frac {R} {r_ {2}}} \ right) ^ {{1/2}}}$

La órbita de Hohmann es la elipse de transferencia de perigeo y apogeo , por tanto de eje mayor y de excentricidad . Por tanto, se conocen su momento angular , energía y período . $\ scriptstyle {r_ {1}}$ $\ scriptstyle {r_ {2}}$ $\ scriptstyle {2a = r_ {1} + r_ {2} \ approx 7,76R}$ $\ scriptstyle {e = {\ frac {r_ {2} -r_ {1}} {r_ {2} + r_ {1}}} \ aproximadamente 0,708}$ $\ scriptstyle L$ $\ scriptstyle E$ $\ scriptstyle T$

Con el tiempo , el motor proporciona velocidad adicional al satélite, como . $\ scriptstyle t_ {0}$ $\ scriptstyle v$
$m (V_ {1} + v) r_ {1} = L$

Con el tiempo , el satélite alcanza su punto máximo pero con una velocidad insuficiente. El motor proporciona un aumento de velocidad para que . $\ scriptstyle {t_ {0} + {\ frac {T} {2}}}$ $\ scriptstyle r_ {2}$ $v '$
$L + mv'r_ {2} = mV_ {2} r_ {2}$

Por tanto, es necesario que el desplazamiento angular, en el tiempo , entre la posición del satélite y la posición del satélite sea , en el caso de una cita. $t_ {0}$ $S_1$ $S_2$ $\ pi (1 - {\ frac {T} {T_ {2}}})$

La transferencia del satélite de a implica un coste energético correspondiente a los dos encendidos del motor: adicional , entonces . $r_1$ $r_2$ $v = 0.277V_ {0}$ $v '= 0.178V_ {0}$

Órbita de transferencia geoestacionaria

Referencia

Ley francesa: decreto de 20 de febrero de 1995 relativo a la terminología de la ciencia y la tecnología espaciales.

Ver también