El cambio orbital de la inclinación del es una maniobra orbital dirigida cambiando la inclinación de la órbita de un cuerpo orbiting. Esta maniobra también se sabe mientras que un cambio del plano orbital como el plano de la órbita se inclina. Esta maniobra requiere un cambio en el vector de la velocidad orbital (delta v ) en los nodos orbitales (es decir el punto donde la inicial y las órbitas deseadas se intersecan, la línea de nodos orbitales es definido por la intersección de los dos planos orbitales).

La eficacia máxima del cambio de la inclinación se alcanza en el Apoapsis, (o el apogeo ), donde está el más bajo el $v\; de\; la\; velocidad\; orbital\; \backslash ,$. Los cambios de la inclinación requieren generalmente la mayoría del delta v realizarse, y la mayoría de los planificadores de la misión intentan evitarlos siempre que sea posible conservar el combustible. Esto puede ser alcanzada a veces lanzando una nave espacial directo en la inclinación deseada, o tan cerca a él pues posible para reducir al mínimo el cambio de la inclinación requiriera.

Una delicadeza importante de realizar un cambio de la inclinación es que la inclinación orbital de Keplerian es definida por el ángulo entre el norte ecl3iptico y el normal del vector del plano de la órbita, (es decir el vector del ímpetu angular ). Esto significa que la inclinación es siempre positivo y está enredada con otros elementos orbitales sobre todo la discusión del periapsis que alternadamente está conectado con la longitud del nodo ascendente . Esto puede dar lugar a dos órbitas muy diversas con exacto la misma inclinación .

Por el ejemplo más eficiente mencionado anteriormente, el alcance de una inclinación en el Apoapsis también cambia la discusión del periapsis . Sin embargo, el alcance de este modo limita a diseñador de la misión a transbordar plano solamente a lo largo de la línea del ápside .

Cálculo

En un cambio puro de la inclinación, solamente la inclinación de la órbita se cambia mientras que el resto de las características orbitales (radio, forma. el etc) sigue siendo igual que antes. El Delta-v ($\backslash \; delta\; \{\}\; \backslash ,\; del\; v\_i$) requerido para un cambio de la inclinación ($\backslash \; delta\; \{\}\; \backslash ,\; de\; i$) puede ser calculado como sigue:

$\backslash \; delta\; \{v\_i\}\; =\; \{\backslash \; delta\; \{i\}\; \backslash \; raíz\; cuadrado\; \{1-e^2\}\; \backslash \; lechuga\; romana\; (w+f)\; \backslash \; encima\; \{na\; (1+e\; \backslash \; lechuga\; romana\; (f))\}\}$ donde:
el $e\; \backslash ,$ es la excentricidad
el $w\; \backslash ,$ es la discusión del perigeo
el $f\; \backslash ,$ es la anomalía verdadera
el $n\; \backslash ,$ es el movimiento del medio
el $a\; \backslash ,$ es el eje del semimajor

Para maniobras más complicadas que puedan implicar una combinación de cambio en la inclinación y el radio orbital, la cantidad del delta v es la diferencia de vector entre los vectores de la velocidad de la órbita inicial y de la órbita deseada en el punto de transferencia.

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