El cambio de inclinación orbital es una maniobra orbital destinada a cambiar la inclinación de la órbita de un cuerpo en órbita . Esta maniobra también se conoce como cambio de plano orbital cuando el plano de la órbita se inclina. Esta maniobra requiere un cambio en el vector de velocidad orbital ( delta v ) en los nodos orbitales (es decir, el punto donde se cruzan las órbitas inicial y deseada, la línea de nodos orbitales se define por la intersección de los dos planos orbitales).
En general, los cambios de inclinación pueden requerir una gran cantidad de delta v para realizarse, y la mayoría de los planificadores de misiones intentan evitarlos siempre que sea posible para ahorrar combustible. Esto se logra típicamente lanzando una nave espacial directamente en la inclinación deseada, o tan cerca de ella como sea posible para minimizar cualquier cambio de inclinación requerido durante la duración de la vida de la nave espacial. Los sobrevuelos planetarios son la forma más eficiente de lograr grandes cambios de inclinación, pero solo son efectivos para misiones interplanetarias.
Eficiencia
La forma más sencilla de realizar un cambio de plano es realizar un quemado alrededor de uno de los dos puntos de cruce de los planos inicial y final. El delta-v requerido es el vector de cambio de velocidad entre los dos planos en ese punto.
Sin embargo, la máxima eficiencia de los cambios de inclinación se logra en apoapsis (o apogeo ), donde la velocidad orbitales el más bajo. En algunos casos, puede requerir menos delta v total para elevar el satélite a una órbita más alta, cambiar el plano de la órbita en el apogeo más alto y luego bajar el satélite a su altitud original. [1]
Para el ejemplo más eficiente mencionado anteriormente, apuntar a una inclinación en apoapsis también cambia el argumento de periapsis . Sin embargo, apuntar de esta manera limita al diseñador de la misión a cambiar el plano solo a lo largo de la línea de los ábsides . [ cita requerida ]
Para las órbitas de transferencia de Hohmann , la órbita inicial y la órbita final están separadas 180 grados. Debido a que el plano orbital de transferencia tiene que incluir el cuerpo central, como el Sol, y los nodos inicial y final, esto puede requerir dos cambios de plano de 90 grados para alcanzar y abandonar el plano de transferencia. En tales casos, a menudo es más eficiente usar una maniobra de plano roto donde se realiza una quemadura adicional para que el cambio de plano solo ocurra en la intersección de los planos orbitales inicial y final, en lugar de en los extremos. [2]
Inclinación enredada con otros elementos orbitales.
Una sutileza importante de realizar un cambio de inclinación es que la inclinación orbital kepleriana se define por el ángulo entre el norte de la eclíptica y el vector normal al plano de la órbita (es decir, el vector de momento angular ). Esto significa que la inclinación es siempre positiva y está entrelazada con otros elementos orbitales principalmente el argumento de periapsis que a su vez está conectado a la longitud del nodo ascendente . Esto puede resultar en dos órbitas muy diferentes con exactamente la misma inclinación.
Cálculo
En un cambio de inclinación puro, solo se cambia la inclinación de la órbita, mientras que todas las demás características orbitales (radio, forma, etc.) siguen siendo las mismas que antes. Delta-v () requerido para un cambio de inclinación () se puede calcular de la siguiente manera:
dónde:
- es la excentricidad orbital
- es el argumento de la periapsis
- es la verdadera anomalía
- es el movimiento medio
- es el semi-eje mayor
Para maniobras más complicadas que pueden implicar una combinación de cambio de inclinación y radio orbital, el delta v es la diferencia vectorial entre los vectores de velocidad de la órbita inicial y la órbita deseada en el punto de transferencia. Este tipo de maniobras combinadas son comunes, ya que es más eficiente realizar múltiples maniobras orbitales al mismo tiempo si estas maniobras deben realizarse en el mismo lugar.
Según la ley de los cosenos , el mínimo Delta-v () requerido para cualquier maniobra combinada de este tipo se puede calcular con la siguiente ecuación
Aquí y son las velocidades inicial y objetivo.
Cambio de inclinación de la órbita circular
Donde ambas órbitas son circulares (es decir, = 0) y tienen el mismo radio que Delta-v () requerido para un cambio de inclinación () se puede calcular usando:
Dónde:
- es la velocidad orbital y tiene las mismas unidades que[1]
Otras formas de cambiar la inclinación
Algunas otras formas de cambiar la inclinación que no requieren la combustión del propulsor (o que ayudan a reducir la cantidad de propulsor requerida) incluyen
- elevación aerodinámica (para cuerpos dentro de una atmósfera, como la Tierra)
- velas solares
También se pueden realizar tránsitos de otros cuerpos como la Luna.
Ninguno de estos métodos cambiará el delta-V requerido, son simplemente medios alternativos para lograr el mismo resultado final e, idealmente, reducirán el uso de propulsor.
Ver también
Referencias
- ^ a b Braeunig, Robert A. "Conceptos básicos del vuelo espacial: mecánica orbital" . Archivado desde el original el 4 de febrero de 2012 . Consultado el 16 de julio de 2008 .
- ^ http://issfd.org/ISSFD_2007/3-1.pdf
- ^ Owens, Steve; Macdonald, Malcolm (2013). "Transferencia en espiral de Hohmann con cambio de inclinación realizado por un sistema de bajo empuje" (PDF) . Avances en las Ciencias Astronáuticas . 148 : 719 . Consultado el 3 de abril de 2020 .