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 . $\ scriptstyle {r_ {1} = 1,15R}$ $\ scriptstyle {T_ {1} = T_ {0} \ left ({\ frac {r_ {1}} {R}} \ right) ^ {{3/2}}}$ $\ scriptstyle {V_ {1} = V_ {0} \ left ({\ frac {R} {r_ {1}}} \ right) ^ {{1/2}}}$ $\ scriptstyle {T_ {0} \ approx 84 \; {\ rm {min}}}$ $\ scriptstyle {V_ {0} \ approx \ 8,2 \; {\ rm {km / s}}}$

A órbita do alvo é circular em grandes altitudes, ou seja, por exemplo, o período e a velocidade são definidos por fórmulas semelhantes. $\ scriptstyle {r_ {2} = 6,61R}$ $\ scriptstyle {T_ {2} = T_ {0} \ left ({\ frac {r_ {2}} {R}} \ right) ^ {{3/2}}}$ $\ scriptstyle {V_ {2} = V_ {0} \ left ({\ frac {R} {r_ {2}}} \ right) ^ {{1/2}}}$

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. $\ scriptstyle {r_ {1}}$ $\ scriptstyle {r_ {2}}$ $\ scriptstyle {2a = r_ {1} + r_ {2} \ aproximadamente 7,76R}$ $\ scriptstyle {e = {\ frac {r_ {2} -r_ {1}} {r_ {2} + r_ {1}}} \ approx 0,708}$ $\ scriptstyle L$ $\ scriptstyle E$ $\ scriptstyle T$

Com o tempo , o motor fornece velocidade adicional ao satélite, como . $\ scriptstyle t_ {0}$ $\ scriptstyle v$
$m (V_ {1} + v) r_ {1} = L$

Com o tempo , o satélite atinge seu pico, mas com velocidade insuficiente. O motor fornece um aumento de velocidade para isso . $\ scriptstyle {t_ {0} + {\ frac {T} {2}}}$ $\ scriptstyle r_ {2}$ $v '$
$L + mv'r_ {2} = mV_ {2} r_ {2}$

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. $t_ {0}$ $S_1$ $S_2$ $\ pi (1 - {\ frac {T} {T_ {2}}})$

A transferência do satélite de para envolve um custo de energia correspondente às duas ignições do motor: adicional , então . $r_1$ $r_2$ $v = 0,277 V_ {0}$ $v '= 0,178 V_ {0}$

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