En los vuelos espaciales , una maniobra orbital (también conocida como quema ) es el uso de sistemas de propulsión para cambiar la órbita de una nave espacial . En el caso de las naves espaciales alejadas de la Tierra (por ejemplo, las que orbitan alrededor del Sol), [ aclaración necesaria ] una maniobra orbital se denomina maniobra de espacio profundo (DSM) . [1]
Cuando una nave espacial no está realizando una maniobra, especialmente en una órbita de transferencia , se dice que está en navegación por inercia .
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 cohetes . [2] Un cohete aplica aceleración a sí mismo (un empuje ) expulsando parte de su masa a alta velocidad. El cohete en sí se mueve debido a la conservación del momento .
El cambio aplicado en la velocidad de cada maniobra se denomina delta-v ( ).
Los delta-v para todas las maniobras previstas que se estiman para una misión se resumen en un presupuesto delta-v . Con una buena aproximación del presupuesto delta-v, los diseñadores pueden estimar el combustible 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) como se ilustra en la figura 1. Es el caso límite de una combustión para generar una cantidad particular de delta-v, ya que el tiempo de combustión tiende a cero.
En el mundo físico no es posible un cambio verdaderamente instantáneo en la velocidad 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 en la órbita.
El desplazamiento del vector de velocidad después del final de la combustión real respecto del vector de velocidad en el mismo momento resultante de la maniobra impulsiva teórica se debe únicamente a la diferencia de fuerza gravitacional a lo largo de los dos caminos (rojo y negro 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 utilizando maniobras impulsivas que reducen en gran medida la complejidad de encontrar las transiciones orbitales correctas.
La aplicación de un empuje bajo durante un período de tiempo más largo se denomina maniobra no impulsiva . "No impulsiva" se refiere a que el impulso cambia lentamente durante un tiempo prolongado, como en la propulsión de naves espaciales con energía eléctrica , en lugar de mediante un impulso corto.
Otro término es quemadura finita , donde la palabra "finito" se usa para significar "distinto de cero", o prácticamente, de nuevo: durante un período más largo.
En el caso de algunas misiones espaciales, como las que incluyen un encuentro espacial , se requieren modelos de alta fidelidad de las trayectorias para cumplir los objetivos de la misión. Para calcular un consumo "finito" se 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.
En astronáutica , el efecto Oberth es el resultado de que el uso de un motor de cohete al viajar a alta velocidad genera mucha más energía útil que uno a baja velocidad. El efecto Oberth se produce porque el propulsor tiene más energía utilizable (debido a su energía cinética además de su energía potencial química) y resulta que el vehículo es capaz de emplear esta energía cinética para generar más potencia mecánica. Recibe su nombre en honor a Hermann Oberth , el físico alemán nacido en Austria y fundador de la cohetería moderna , quien aparentemente describió por primera vez el efecto. [3]
El efecto Oberth se utiliza en un vuelo motorizado o maniobra de Oberth donde la aplicación de un impulso, típicamente proveniente del uso de un motor de cohete, cerca de un cuerpo gravitacional (donde el potencial de gravedad es bajo y la velocidad es alta) puede producir un cambio mucho mayor en la energía cinética y la velocidad final (es decir, mayor energía específica ) que el mismo impulso aplicado más lejos del cuerpo para la misma órbita inicial.
Como la maniobra Oberth se produce en un tiempo muy limitado (aún a baja altitud), para generar un impulso alto el motor necesita necesariamente alcanzar un empuje alto (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. [3]
En astrodinámica, una maniobra de asistencia gravitatoria , honda gravitacional o giro, es el uso del movimiento relativo y la gravedad de un planeta u otro cuerpo celeste para alterar la trayectoria de una nave espacial, generalmente con el fin de ahorrar combustible, tiempo y gastos. La asistencia gravitatoria se puede utilizar para acelerar , desacelerar y/o redirigir la trayectoria de una nave espacial.
La "asistencia" es proporcionada por el movimiento ( momento angular orbital ) del cuerpo gravitacional mientras atrae a la nave espacial. [4] La técnica fue propuesta por primera vez como una maniobra de mitad de curso en 1961, y utilizada por sondas interplanetarias desde Mariner 10 en adelante, incluidos los notables sobrevuelos de Júpiter y Saturno de las dos sondas Voyager .
Las maniobras de inserción en órbita dejan una nave espacial en una órbita de destino. Por el contrario, las maniobras de inyección en órbita se producen cuando una nave espacial entra en una órbita de transferencia, por ejemplo, la inyección translunar (TLI), la inyección transmarciana (TMI) y la inyección transterrestre (TEI). Por lo general, son maniobras más grandes que las de corrección de trayectoria pequeñas. Inserción, inyección y, a veces, iniciación se utilizan para describir la entrada en una órbita de descenso , por ejemplo, la maniobra de iniciación del descenso propulsado utilizada para los alunizajes del Apolo.
En mecánica orbital , la órbita de transferencia de Hohmann es una órbita elíptica utilizada para transferir entre dos órbitas circulares de 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 dentro y fuera de la órbita de transferencia. Esta maniobra recibió el nombre de Walter Hohmann , el científico alemán que publicó una descripción de ella en su libro de 1925 Die Erreichbarkeit der Himmelskörper ( La accesibilidad de los cuerpos celestes ). [5] Hohmann fue influenciado en parte por el autor de ciencia ficción alemán Kurd Laßwitz y su libro de 1897 Dos planetas . [ cita requerida ]
En astronáutica e ingeniería aeroespacial , la transferencia bielíptica es una maniobra orbital que mueve una nave espacial de una órbita a otra y puede, en ciertas situaciones, 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 impulsando la nave espacial hacia la primera órbita de transferencia con un apoápside en algún punto alejado del cuerpo central . En este punto, se aplica un segundo delta-v enviando la nave espacial hacia la segunda órbita elíptica con un periápside en el radio de la órbita final deseada, donde se realiza un tercer delta-v, inyectando la nave espacial en la órbita deseada. [ cita requerida ]
Si bien requieren una quema de motor más que una transferencia Hohmann y generalmente requieren un mayor tiempo de viaje, algunas transferencias bielípticas requieren una cantidad menor de delta-v total que una transferencia Hohmann cuando la relación entre el semieje mayor final y el inicial es 11,94 o mayor, dependiendo del semieje mayor intermedio elegido. [6]
La idea de la trayectoria de transferencia bielíptica fue publicada por primera vez por Ary Sternfeld en 1934. [7]
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. [8] [9] Estas rutas funcionan en el sistema Tierra - Luna y también en otros sistemas, como viajar entre los satélites de Júpiter . El inconveniente de dichas 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 transferencia de baja energía también se conocen como trayectorias de límite de estabilidad débil o trayectorias de captura balística.
Las transferencias de baja energía siguen vías especiales en el espacio, a las que a veces se denomina Red de Transporte Interplanetario . Seguir estas vías permite recorrer largas distancias con un gasto mínimo de delta-v .
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 un gran delta-v para su realización, 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 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 espacial.
La máxima eficiencia del cambio 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 la nave espacial a una órbita más alta, cambiar el plano de la órbita en el apogeo más alto y luego bajar la nave espacial a su altitud original. [10]
Las trayectorias de empuje y aceleración constantes implican que la nave espacial encienda su motor en un encendido constante y prolongado. En el caso límite en el que la aceleración del vehículo es alta en comparación con la aceleración gravitacional local, la nave espacial apunta directamente hacia el objetivo (teniendo en cuenta el movimiento del objetivo) y permanece acelerando constantemente con un gran empuje hasta que alcanza su objetivo. En este caso de gran empuje, la trayectoria se aproxima a una línea recta. Si se requiere que la nave espacial se encuentre con el objetivo, en lugar de realizar un sobrevuelo, entonces la nave espacial debe cambiar su orientación a mitad del viaje y desacelerar el resto del camino.
En la trayectoria de empuje constante, [11] la aceleración del vehículo aumenta durante el período de empuje, ya que el consumo de combustible hace que la masa del vehículo disminuya. Si, en lugar de un empuje constante, el vehículo tiene una aceleración constante, el empuje del motor debe disminuir durante la trayectoria.
Esta trayectoria requiere que la nave espacial mantenga una aceleración elevada durante largos períodos de tiempo. Para las transferencias interplanetarias, pueden ser necesarios días, semanas o meses de empuje constante. Como resultado, actualmente no hay sistemas de propulsión de naves espaciales capaces de utilizar esta trayectoria. Se ha sugerido que algunas formas de cohetes propulsados por energía nuclear (fisión o fusión) o antimateria serían capaces de utilizar esta trayectoria.
En términos más prácticos, este tipo de maniobra se utiliza en maniobras de bajo empuje, por ejemplo, con motores iónicos , propulsores de efecto Hall y otros. Estos tipos de motores tienen un impulso específico (eficiencia de combustible) muy alto, pero actualmente solo están disponibles con un empuje absoluto bastante bajo.
En astrodinámica, la fase orbital es el ajuste de la posición temporal de una nave espacial a lo largo de su órbita , generalmente descrito como el ajuste de la anomalía real de la nave espacial en órbita .
Un encuentro espacial es una secuencia de maniobras orbitales durante las cuales dos naves espaciales , una de las cuales suele ser una estación espacial , llegan a la misma órbita y se aproximan a una distancia muy cercana (por ejemplo, dentro del contacto visual). El encuentro requiere una coincidencia precisa de las velocidades orbitales de las dos naves espaciales, lo que les permite permanecer a una distancia constante mediante el mantenimiento de la posición orbital . El encuentro suele ir seguido de un acoplamiento o atraque , procedimientos que ponen a las naves espaciales en contacto físico y crean un vínculo entre ellas.
