Maniobra orbital

La ecuación del cohete de Tsiolkovsky, o ecuación del cohete ideal, puede ser útil para el análisis de maniobras de vehículos que utilizan propulsión de cohete . ^{[ 2 ]} Un cohete aplica aceleración a sí mismo (un empuje ) al expulsar parte de su masa a alta velocidad. El propio cohete se mueve debido a la conservación del momento .

El cambio de velocidad aplicado en cada maniobra se denomina delta-v (${\displaystyle \Delta \mathbf {v} \,}$).

Los valores de delta-v para todas las maniobras previstas en una misión se resumen en un presupuesto de delta-v . Con una buena aproximación de este presupuesto, los diseñadores pueden estimar el propulsor necesario para las maniobras planificadas.

Una maniobra impulsiva es el modelo matemático de una maniobra como un cambio instantáneo en la velocidad de la nave espacial (magnitud y/o dirección) ^{[ 3 ]} como se ilustra en la figura 1. Es el caso límite de un encendido para generar una cantidad particular de delta-v, cuando el tiempo de encendido tiende a cero.

En el mundo físico, no es posible un cambio de velocidad verdaderamente instantáneo, ya que esto requeriría una "fuerza infinita" aplicada durante un "tiempo infinitamente corto", pero como modelo matemático, en la mayoría de los casos describe muy bien el efecto de una maniobra sobre la órbita.

La desviación del vector de velocidad después del final de la combustión real con respecto al vector de velocidad en el mismo momento resultante de la maniobra impulsiva teórica se debe únicamente a la diferencia en la fuerza gravitatoria a lo largo de las dos trayectorias (roja y negra en la figura 1), que en general es pequeña.

En la fase de planificación de las misiones espaciales, los diseñadores primero aproximarán los cambios orbitales previstos mediante maniobras impulsivas que reducen considerablemente la complejidad de encontrar las transiciones orbitales correctas. ^{[ 3 ]}

Aplicar un empuje bajo durante un período de tiempo prolongado se denomina maniobra no impulsiva . El término «no impulsiva» se refiere a que el momento cambia lentamente durante un período prolongado, como en la propulsión eléctrica de naves espaciales , en lugar de mediante un impulso corto. ^{[ 4 ]}

Otro término es combustión finita , donde la palabra "finita" se usa para significar "distinto de cero", o, en la práctica, de nuevo: durante un período más largo.

Para algunas misiones espaciales, como las que incluyen un encuentro espacial , se requieren modelos de alta fidelidad de las trayectorias para cumplir con los objetivos de la misión. El cálculo de una combustión "finita" requiere un modelo detallado de la nave espacial y sus propulsores. Los detalles más importantes incluyen: masa , centro de masa , momento de inercia , posiciones de los propulsores, vectores de empuje, curvas de empuje, impulso específico , desplazamientos del centroide de empuje y consumo de combustible, aunque la nave espacial a menudo se modela como una masa puntual para fines de diseño preliminar. Una trayectoria de bajo empuje se calcula típicamente utilizando la teoría de control óptimo .

En astronáutica , el efecto Oberth se refiere a la generación de energía útil por parte de un motor de cohete a alta velocidad en comparación con uno a baja velocidad. Este efecto se produce porque el propulsor posee mayor energía utilizable (debido a su energía cinética sumada a su energía potencial química), lo que permite al vehículo emplear esta energía cinética para generar mayor potencia mecánica. Recibe su nombre de Hermann Oberth , físico alemán de origen austrohúngaro y fundador de la cohetería moderna , quien aparentemente fue el primero en describirlo. ^{[ 5 ]}

El efecto Oberth se utiliza en un sobrevuelo propulsado o maniobra Oberth , donde la aplicación de un impulso, normalmente mediante el uso de un motor de cohete, cerca de un cuerpo gravitatorio (donde el potencial gravitatorio es bajo y la velocidad es alta) puede producir un cambio mucho mayor en la energía cinética y la velocidad final (es decir, una mayor energía específica ) que el mismo impulso aplicado más lejos del cuerpo para la misma órbita inicial.

Dado que la maniobra de Oberth se produce en un tiempo muy limitado (a baja altitud), para generar un impulso elevado el motor necesita necesariamente alcanzar un empuje elevado (el impulso es, por definición, el tiempo multiplicado por el empuje). Por lo tanto, el efecto Oberth es mucho menos útil para motores de bajo empuje, como los propulsores iónicos .

Históricamente, la falta de comprensión de este efecto llevó a los investigadores a concluir que los viajes interplanetarios requerirían cantidades de propulsor completamente imprácticas, ya que sin él se necesitan enormes cantidades de energía. ^{[ 5 ]}

En astrodinámica, una maniobra de asistencia gravitatoria , también conocida como honda gravitatoria o maniobra de balanceo, consiste en aprovechar el movimiento relativo y la gravedad de un planeta u otro cuerpo celeste para modificar la trayectoria de una nave espacial, generalmente con el fin de ahorrar combustible, tiempo y costes. La asistencia gravitatoria puede utilizarse para acelerar , desacelerar o redirigir la trayectoria de una nave espacial.

La "asistencia" la proporciona el movimiento ( momento angular orbital ) del cuerpo gravitatorio al tirar de la nave espacial. ^{[ 6 ]} La técnica se propuso por primera vez como una maniobra a mitad de trayectoria en 1961 y fue utilizada por sondas interplanetarias desde Mariner 10 en adelante, incluyendo los notables sobrevuelos de Júpiter y Saturno realizados por las dos sondas Voyager .

En mecánica orbital , la órbita de transferencia de Hohmann es una órbita elíptica que se utiliza para pasar de una órbita circular a diferentes altitudes, en el mismo plano .

La maniobra orbital para realizar la transferencia de Hohmann utiliza dos impulsos de motor que mueven una nave espacial hacia dentro y hacia fuera de la órbita de transferencia. Esta maniobra recibió su nombre de Walter Hohmann , el científico alemán que publicó una descripción de la misma en su libro de 1925 Die Erreichbarkeit der Himmelskörper ( La accesibilidad de los cuerpos celestes ). ^{[ 7 ]} Hohmann fue influenciado en parte por el autor alemán de ciencia ficción Kurd Laßwitz y su libro de 1897 Dos planetas .

En astronáutica e ingeniería aeroespacial , la transferencia bielíptica es una maniobra orbital que traslada una nave espacial de una órbita a otra y que, en ciertas situaciones, puede requerir menos delta-v que una maniobra de transferencia de Hohmann .

La transferencia bielíptica consiste en dos órbitas semielípticas . Desde la órbita inicial, se aplica un delta-v que impulsa la nave espacial hacia la primera órbita de transferencia con un apoapsis en algún punto.${\displaystyle r_{b}}$lejos del cuerpo central . En este punto, se aplica un segundo delta-v que envía la nave espacial a la segunda órbita elíptica con periapsis en el radio de la órbita final deseada, donde se realiza un tercer delta-v, inyectando la nave espacial en la órbita deseada.

Aunque requieren una combustión de motor adicional que una transferencia de Hohmann y generalmente requieren un mayor tiempo de viaje, algunas transferencias bielípticas requieren una cantidad menor de delta-v total que una transferencia de Hohmann cuando la relación entre el semieje mayor final e inicial es de 11,94 o mayor, dependiendo del semieje mayor intermedio elegido. ^{[ 8 ]}

La idea de la trayectoria de transferencia bielíptica fue publicada por primera vez por Ary Sternfeld en 1934. ^{[ 9 ]}

Una transferencia de baja energía , o trayectoria de baja energía , es una ruta en el espacio que permite a las naves espaciales cambiar de órbita utilizando muy poco combustible. ^{[ 10 ] [ 11 ]} Estas rutas funcionan en el sistema Tierra - Luna y también en otros sistemas, como el viaje entre los satélites de Júpiter . La desventaja de tales trayectorias es que tardan mucho más en completarse que las transferencias de mayor energía (más combustible), como las órbitas de transferencia de Hohmann .

Las trayectorias de baja transferencia de energía también se conocen como trayectorias de límite de estabilidad débil o trayectorias de captura balística.

Las transferencias de baja energía siguen rutas especiales en el espacio, a veces denominadas Red de Transporte Interplanetario . Seguir estas rutas permite recorrer largas distancias con un gasto mínimo de delta-v .

El cambio de inclinación orbital es una maniobra orbital que tiene como objetivo modificar la inclinación de la órbita de un cuerpo celeste . Esta maniobra también se conoce como cambio de plano orbital, ya que se inclina el plano de la órbita. 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 un gran delta-v para realizarse, y la mayoría de los planificadores de misiones intentan evitarlos siempre que sea posible para ahorrar combustible. Esto se suele lograr lanzando la nave espacial directamente hacia la inclinación deseada, o lo más cerca posible de ella, para minimizar cualquier cambio de inclinación necesario durante la vida útil de la nave.

La máxima eficiencia del cambio de inclinación se logra en el apoapsis (o apogeo ), donde la velocidad orbital${\displaystyle v\,}$es el más bajo. En algunos casos, puede requerirse un delta v total menor para elevar la nave espacial a una órbita más alta, cambiar el plano orbital en el apogeo más alto y luego bajar la nave espacial a su altitud original. ^{[ 12 ]}

Las trayectorias de empuje y aceleración constantes implican que la nave espacial mantenga su motor encendido de forma continua y prolongada. En el caso límite en que la aceleración del vehículo es alta en comparación con la aceleración gravitatoria local, la nave espacial apunta directamente hacia el objetivo (teniendo en cuenta su movimiento) y continúa acelerando constantemente con un empuje elevado hasta alcanzarlo. En este caso de alto empuje, la trayectoria se aproxima a una línea recta. Si se requiere que la nave espacial se encuentre con el objetivo, en lugar de sobrevolarlo, deberá cambiar su orientación a mitad del trayecto y desacelerar durante el resto del recorrido.

En la trayectoria de empuje constante, ^{[ 13 ]} la aceleración del vehículo aumenta durante el período de empuje, ya que el consumo de combustible implica una disminución de la masa del vehículo. Si, en lugar de empuje constante, el vehículo tiene aceleración constante, el empuje del motor debe disminuir durante la trayectoria.

Esta trayectoria requiere que la nave espacial mantenga una alta aceleración durante largos periodos. Para las transferencias interplanetarias, pueden ser necesarios días, semanas o meses de empuje constante. Por consiguiente, actualmente no existen sistemas de propulsión espacial capaces de seguir esta trayectoria. Se ha sugerido que algunos tipos de cohetes nucleares (de fisión o fusión) o propulsados ​​por antimateria podrían ser capaces de seguirla.

En la práctica, este tipo de maniobra se utiliza en maniobras de bajo empuje, por ejemplo, con motores iónicos , propulsores de efecto Hall y otros. Estos motores tienen un impulso específico muy alto (eficiencia de combustible), pero actualmente solo están disponibles con un empuje absoluto relativamente bajo, lo que significa que el empuje debe aplicarse durante un período prolongado para lograr el delta-v necesario. La variación de este empuje a lo largo de la trayectoria debe describirse mediante un número relativamente grande de variables, lo que implica que el cálculo de estas maniobras de bajo empuje suele ser considerablemente más laborioso y menos sencillo conceptualmente que el de la mayoría de las maniobras impulsivas de alto empuje.

En astrodinámica, la fase orbital es el ajuste de la posición temporal de una nave espacial a lo largo de su órbita , que generalmente se describe como el ajuste de la anomalía verdadera de la nave espacial en órbita .

Un encuentro espacial es una secuencia de maniobras orbitales durante la cual dos naves espaciales , una de las cuales suele ser una estación espacial , alcanzan la misma órbita y se aproximan hasta una distancia muy corta (por ejemplo, hasta el contacto visual). El encuentro requiere una coincidencia precisa de las velocidades orbitales de ambas naves, lo que les permite mantener una distancia constante mediante el mantenimiento de la posición orbital . Al encuentro le suele seguir el acoplamiento , procedimientos que ponen las naves en contacto físico y crean un vínculo entre ellas.