En astrodinámica , la aproximación cónica parcheada o aproximación parcheada de dos cuerpos [1] [2] es un método para simplificar los cálculos de trayectoria de naves espaciales en un entorno de múltiples cuerpos.
La simplificación se logra dividiendo el espacio en varias partes asignando a cada uno de los n cuerpos (por ejemplo, el Sol , los planetas , las lunas ) su propia esfera de influencia . Cuando la nave espacial está dentro de la esfera de influencia de un cuerpo más pequeño, solo se considera la fuerza gravitatoria entre la nave espacial y ese cuerpo más pequeño, de lo contrario se utiliza la fuerza gravitatoria entre la nave espacial y el cuerpo más grande. Esto reduce un problema complicado de n cuerpos a múltiples problemas de dos cuerpos , para los cuales las soluciones son las conocidas secciones cónicas de las órbitas de Kepler .
Aunque este método proporciona una buena aproximación de las trayectorias para misiones de naves espaciales interplanetarias , hay misiones para las que esta aproximación no proporciona resultados suficientemente precisos. [3] En particular, no modela puntos lagrangianos .
En una transferencia de la Tierra a Marte , se requiere una trayectoria hiperbólica para escapar del pozo gravitacional de la Tierra , luego se requiere una trayectoria elíptica o hiperbólica en la esfera de influencia del Sol para transferirse de la esfera de influencia de la Tierra a la de Marte, etc. Al unir estas secciones cónicas (haciendo coincidir los vectores de posición y velocidad entre los segmentos), se puede encontrar la trayectoria de misión apropiada.