Órbita de transferência
Uma órbita de transferência , no campo da astronáutica , é a órbita em que uma espaçonave é temporariamente colocada entre uma órbita inicial, ou o caminho de lançamento, e uma órbita de destino.
O termo correspondente em inglês é transferência órbita .
Órbita de transferência Hohmann
Uma trajetória Hohmann (também chamada de transferência , às vezes simplesmente órbita ) é uma trajetória que permite passar de uma órbita circular para outra localizada no mesmo plano, usando apenas duas manobras de impulso. Ao se limitar a duas manobras, essa trajetória é a que consome menos energia possível. Por outro lado, com mais de duas manobras, podemos recorrer às chamadas transferências bi-elípticas que se revelam mais eficientes energeticamente, mas na condição de o raio da órbita de chegada ser superior a cerca de 12 vezes o da órbita inicial .
A órbita inicial é circular de baixa altitude, ou seja, por exemplo, (com raio de terra R ), período , velocidade , em que e .
r1=1,15R{\ displaystyle \ scriptstyle {r_ {1} = 1,15R}}T1=T0(r1R)3/2{\ displaystyle \ scriptstyle {T_ {1} = T_ {0} \ left ({\ frac {r_ {1}} {R}} \ right) ^ {3/2}}}V1=V0(Rr1)1/2{\ displaystyle \ scriptstyle {V_ {1} = V_ {0} \ left ({\ frac {R} {r_ {1}}} \ right) ^ {1/2}}}T0≈84meunão{\ displaystyle \ scriptstyle {T_ {0} \ approx 84 \; {\ rm {min}}}}V0≈ 8,2km/s{\ displaystyle \ scriptstyle {V_ {0} \ approx \ 8,2 \; {\ rm {km / s}}}}
A órbita do alvo é circular em grandes altitudes, ou seja, por exemplo, o período e a velocidade são definidos por fórmulas semelhantes.
r2=6,61R{\ displaystyle \ scriptstyle {r_ {2} = 6,61R}}T2=T0(r2R)3/2{\ displaystyle \ scriptstyle {T_ {2} = T_ {0} \ left ({\ frac {r_ {2}} {R}} \ right) ^ {3/2}}}V2=V0(Rr2)1/2{\ displaystyle \ scriptstyle {V_ {2} = V_ {0} \ left ({\ frac {R} {r_ {2}}} \ right) ^ {1/2}}}
A órbita de Hohmann é a elipse de transferência de perigeu e apogeu , portanto de eixo maior , e de excentricidade . Seu momento angular , energia e período são, portanto, conhecidos.
r1{\ displaystyle \ scriptstyle {r_ {1}}} r2{\ displaystyle \ scriptstyle {r_ {2}}}2no=r1+r2≈7,76R{\ displaystyle \ scriptstyle {2a = r_ {1} + r_ {2} \ aproximadamente 7,76R}} e=r2-r1r2+r1≈0,708{\ displaystyle \ scriptstyle {e = {\ frac {r_ {2} -r_ {1}} {r_ {2} + r_ {1}}} \ approx 0,708}} eu{\ displaystyle \ scriptstyle L}E{\ displaystyle \ scriptstyle E}T{\ displaystyle \ scriptstyle T}
Com o tempo , o motor fornece velocidade adicional ao satélite, como .
t0{\ displaystyle \ scriptstyle t_ {0}}v{\ displaystyle \ scriptstyle v}
m(V1+v)r1=eu{\ displaystyle m (V_ {1} + v) r_ {1} = L}
Com o tempo , o satélite atinge seu pico, mas com velocidade insuficiente. O motor fornece um aumento de velocidade para isso .
t0+T2{\ displaystyle \ scriptstyle {t_ {0} + {\ frac {T} {2}}}}r2{\ displaystyle \ scriptstyle r_ {2}}v′{\ displaystyle v '}
eu+mv′r2=mV2r2{\ displaystyle L + mv'r_ {2} = mV_ {2} r_ {2}}
É, portanto, necessário que o deslocamento angular, no tempo , entre a posição do satélite e a posição do satélite seja , no caso de um encontro.
t0{\ displaystyle t_ {0}}S1{\ displaystyle S_ {1}}S2{\ displaystyle S_ {2}}π(1-TT2){\ displaystyle \ pi (1 - {\ frac {T} {T_ {2}}})}
A transferência do satélite de para envolve um custo de energia correspondente às duas ignições do motor: adicional , então .
r1{\ displaystyle r_ {1}}r2{\ displaystyle r_ {2}}v=0,277V0{\ displaystyle v = 0,277 V_ {0}}v′=0,178V0{\ displaystyle v '= 0,178V_ {0}}
Órbita de transferência geoestacionária
Referência
Lei francesa: decreto de 20 de fevereiro de 1995 relacionadas com a terminologia da ciência e tecnologia espaciais.
Veja também
Artigos relacionados
links externos
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