Изменение наклона орбиты - Orbital inclination change

«Смена самолета» перенаправляется сюда. Для концепции смены самолетов во время путешествия см. Остановка.

Изменение наклона орбиты является орбитальный маневр направленный на изменение склонность орбитального тела орбита. Этот маневр также известен как смена орбитальной плоскости поскольку плоскость орбиты наклонена. Этот маневр требует изменения вектора орбитальной скорости (дельта v ) на орбитальные узлы (то есть точка пересечения начальной и желаемой орбит, линия орбитальных узлов определяется пересечением двух орбитальных плоскостей).

В общем, изменение наклона может потребовать очень большого количества дельта v, и большинство специалистов по планированию миссий стараются избегать их, когда это возможно, для экономии топлива. Обычно это достигается запуском космического корабля непосредственно на желаемый наклон или как можно ближе к нему, чтобы минимизировать любое изменение угла наклона, требуемое в течение срока службы космического корабля. Планетарные облеты являются наиболее эффективным способом добиться больших изменений наклона, но они эффективны только для межпланетных миссий.

Эффективность

Самый простой способ выполнить смену плоскости - это прожечь вокруг одной из двух точек пересечения начальной и конечной плоскостей. Требуемая дельта-v - это векторное изменение скорости между двумя плоскостями в этой точке.

Однако максимальная эффективность изменения наклона достигается при апоапсис, (или же апогей ), где орбитальная скорость ${\displaystyle v\,}$ самый низкий. В некоторых случаях может потребоваться меньшая общая дельта v, чтобы поднять спутник на более высокую орбиту, изменить плоскость орбиты на более высоком апогее, а затем опустить спутник до исходной высоты.^[1]

Для наиболее эффективного примера, упомянутого выше, нацеливание наклона на апоапсис также меняет аргумент перицентра. Однако наведение на цель таким образом ограничивает разработчика миссии возможность менять самолет только вдоль линия апсид.^{[нужна цитата ]}

За Переходные орбиты Хомана, начальная орбита и конечная орбита разнесены на 180 градусов. Поскольку плоскость переходной орбиты должна включать в себя центральное тело, такое как Солнце, а также начальный и конечный узлы, для достижения и выхода из плоскости перехода может потребоваться два изменения плоскости на 90 градусов. В таких случаях часто более эффективно использовать маневр сломанного самолета где дополнительный прожиг выполняется таким образом, чтобы изменение плоскости происходило только на пересечении начальной и конечной орбитальных плоскостей, а не на концах.^[2]

Наклонение связано с другими элементами орбиты

Важной тонкостью выполнения изменения наклона является то, что кеплеровская орбиталь склонность определяется углом между эклиптика Север и вектор, нормальный к плоскости орбиты (т.е. угловой момент вектор). Это означает, что склонность всегда положительна и связана с другими орбитальные элементы в первую очередь аргумент перицентра который, в свою очередь, связан с долгота восходящего узла. Это может привести к появлению двух очень разных орбит с одинаковым наклоном.

Расчет

При чистом изменении наклона изменяется только наклон орбиты, в то время как все остальные орбитальные характеристики (радиус, форма и т. Д.) Остаются такими же, как и раньше. Дельта-v (${\displaystyle \Delta {v_{i}}\,}$), необходимого для изменения наклона (${\displaystyle \Delta {i}\,}$) можно рассчитать следующим образом:

${\displaystyle \Delta {v_{i}}={2\sin({\frac {\Delta {i}}{2}}){\sqrt {1-e^{2}}}\cos(\omega +f)na \over {(1+e\cos(f))}}}$

куда:

• ${\displaystyle e\,}$ это орбитальный эксцентриситет
• ${\displaystyle \omega \,}$ это аргумент перицентра
• ${\displaystyle f\,}$ это истинная аномалия
• ${\displaystyle n\,}$ это среднее движение
• ${\displaystyle a\,}$ это большая полуось

Для более сложных маневров, которые могут включать в себя сочетание изменения наклона и радиуса орбиты, дельта v является векторная разница между векторами скорости начальной орбиты и желаемой орбитой в точке перехода. Эти типы комбинированных маневров являются обычным явлением, поскольку более эффективно выполнять несколько орбитальных маневров одновременно, если эти маневры должны выполняться в одном месте.

Согласно закон косинусов, минимум Дельта-v (${\displaystyle \Delta {v}\,}$), необходимый для любого такого комбинированного маневра, можно рассчитать с помощью следующего уравнения^[3]:

${\displaystyle \Delta {v}={\sqrt {V_{1}^{2}+V_{2}^{2}-2V_{1}V_{2}cos(\Delta i)}}}$

Здесь ${\displaystyle V_{1}}$ и ${\displaystyle V_{2}}$ - начальная и целевая скорости.

Изменение наклона круговой орбиты

Где обе орбиты круговые (т.е. ${\displaystyle e\,}$ = 0) и имеют тот же радиус, что и Дельта-v (${\displaystyle \Delta {v_{i}}\,}$), необходимого для изменения наклона (${\displaystyle \Delta {i}\,}$) можно рассчитать с помощью:

${\displaystyle \Delta {v_{i}}={2v\,\sin \left({\frac {\Delta {i}}{2}}\right)}}$

Где:

• ${\displaystyle v\,}$ это орбитальная скорость и имеет те же единицы измерения, что и ${\displaystyle \Delta {v_{i}}}$^[1]

Другие способы изменить наклон

Некоторые другие способы изменения наклона, которые не требуют сжигания пороха (или помогают уменьшить необходимое количество топлива), включают:

• аэродинамический поднимать (для тел в атмосфере, таких как Земля)
• солнечные паруса

Транзиты других тел типа Луны тоже можно сделать.

Ни один из этих методов не изменит требуемую дельта-V, они просто альтернативные средства достижения того же конечного результата и, в идеале, уменьшат использование топлива.

Смотрите также

• Космический портал

• Наклон
• Орбитальный маневр

Рекомендации

1. Брауниг, Роберт А. «Основы космического полета: орбитальная механика». Архивировано из оригинал на 2012-02-04. Получено 2008-07-16.
2. http://issfd.org/ISSFD_2007/3-1.pdf
3. Оуэнс, Стив; Макдональд, Малкольм (2013). "Спиральный перенос Хомана с изменением наклона, выполняемым системой малой тяги" (PDF). Успехи в астронавтических науках. 148: 719. Получено 3 апреля 2020.