El cambio de inclinación orbital es una maniobra orbital cuyo objetivo es cambiar la inclinación de la órbita de un cuerpo en órbita . Esta maniobra también se conoce como cambio de plano orbital, ya que 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 está definida 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 normalmente lanzando una nave espacial directamente a la inclinación deseada, o lo más cerca posible de ella para minimizar cualquier cambio de inclinación requerido durante la vida útil 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.
La forma más sencilla de realizar un cambio de plano es realizar una quema alrededor de uno de los dos puntos de cruce de los planos inicial y final. El delta-v requerido es el cambio vectorial de velocidad entre los dos planos en ese punto.
Sin embargo, la máxima eficiencia de los cambios de inclinación se logra en el apoápside (o apogeo ), donde la velocidad orbital es la más baja. En algunos casos, puede requerirse un delta-v total menor para elevar el satélite a una órbita más alta, cambiar el plano orbital en el apogeo más alto y luego bajar el satélite a su altitud original. [1]
En el ejemplo más eficiente mencionado anteriormente, apuntar una inclinación en el apoápside también cambia el argumento del periápside . Sin embargo, apuntar de esta manera limita al diseñador de la misión a cambiar el plano solo a lo largo de la línea de ápsides . [ cita requerida ]
En el caso de 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 debe 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 utilizar una maniobra de plano roto donde se realiza un quemado 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]
Una sutileza importante de realizar un cambio de inclinación es que la inclinación orbital kepleriana se define por el ángulo entre el norte eclíptico y el vector normal al plano de la órbita (es decir, el vector del 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 con la longitud del nodo ascendente . Esto puede dar como resultado dos órbitas muy diferentes con exactamente la misma inclinación.
En un cambio de inclinación puro, solo se modifica la inclinación de la órbita mientras que todas las demás características orbitales (radio, forma, etc.) permanecen iguales que antes. El delta-v ( ) requerido para un cambio de inclinación ( ) se puede calcular de la siguiente manera: donde:
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 habituales, ya que es más eficiente realizar múltiples maniobras orbitales al mismo tiempo si estas maniobras tienen que realizarse en el mismo lugar.
De acuerdo con la ley de los cosenos , el Delta-v mínimo ( ) requerido para cualquier maniobra combinada se puede calcular con la siguiente ecuación [3]
Aquí están las velocidades inicial y objetivo.
Cuando ambas órbitas son circulares (es decir , ) y tienen el mismo radio, el Delta-v ( ) requerido para un cambio de inclinación ( ) se puede calcular usando: donde es la velocidad orbital y tiene las mismas unidades que . [1]
Otras formas de cambiar la inclinación que no requieren quemar propulsor (o que ayudan a reducir la cantidad de propulsor necesaria) incluyen:
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.
