Войти
В космическом полете, орбитальный маневр (иначе известное как горение ) - это использование силовых установок для изменения орбиты космического корабля . Для космических аппаратов, далеких от Земли (например, находящихся на орбитах вокруг Солнца), орбитальный маневр называется маневром в дальнем космосе (DSM).
Остальная часть полета, особенно на переходной орбите, называется накатом.
Ракета Соотношение масс в зависимости от конечной скорости, рассчитанной из уравнения ракеты Уравнение Циолковского, или Уравнение идеальной ракеты - это уравнение, которое полезно для рассмотрения транспортных средств, которые следуют основному принципу ракеты : где устройство, которое может применять ускорение к самому себе (тяга ) выбрасывая часть своей массы с большой скоростью и движется из-за сохранения импульса. В частности, это математическое уравнение, которое связывает дельта-v (максимальное изменение скорости ракеты, если не действуют другие внешние силы) с эффективной скоростью истечения, а также начальной и Конечная масса ракеты (или другого реактивного двигателя.)
Для любого такого маневра (или путешествия, включающего несколько таких маневров):
где:
- начальная общая масса, включая топливо,
- окончательная общая масса,
- эффективная скорость выхлопа (
где 
- это удельный импульс, выраженный как период времени, а 
- гравитационная постоянная ),
- delta-v - максимальное изменение скорости транспортного средства (без воздействия внешних сил).Приложенное изменение скорости каждого маневра обозначается как дельта-v (
Общая дельта-v для всех и каждого маневра оценивается для миссии и называется бюджетом дельта-v. С хорошим приближением к бюджету delta-v разработчики могут оценить потребности космического корабля в топливе и полезной нагрузке, используя уравнение ракеты.
Рисунок 1: Аппроксимация маневра конечной тяги с импульсным изменением скорость «Импульсный маневр» - это математическая модель маневра как мгновенного изменения скорости космического корабля (величина и / или направление), как показано на рисунке 1. Это предельный случай записать, чтобы получить определенное количество delta-v, так как время записи стремится к нулю.
В физическом мире невозможно по-настоящему мгновенное изменение скорости, поскольку для этого потребуется «бесконечная сила», приложенная в течение «бесконечно короткого времени», но в качестве математической модели в большинстве случаев описывается эффект маневра. на орбите очень хорошо.
Смещение вектора скорости после окончания реального горения от вектора скорости в то же время, возникающее в результате теоретического импульсного маневра, вызвано только разницей в гравитационной силе вдоль двух путей (красный и черный на рисунке 1), который в целом невелик.
На этапе планирования космических миссий разработчики сначала приблизительно оценивают предполагаемые изменения орбиты, используя импульсные маневры, что значительно снижает сложность поиска правильных орбитальных переходов.
Применение низкой тяги в течение длительного периода времени называется неимпульсивным маневром (где ' неимпульсивный 'относится к маневру, который не является кратковременным, а не включает импульс - изменение импульса, которое, безусловно, должно иметь место).
Другой термин - конечный ожог, где слово «конечный» используется для обозначения «ненулевого», или практически, опять же: за более длительный период.
Для нескольких космических миссий, таких как те, которые включают сближение в космосе, требуются высокоточные модели траекторий для достижения целей миссии. Для расчета «конечного» горения требуется подробная модель космического корабля и его двигателей. Наиболее важные детали включают: масса, центр масс, момент инерции, положения двигателя, векторы тяги, кривые тяги, удельный импульс, смещение центроида тяги и расход топлива.
В космонавтике, эффект Оберта - это то, где используется ракетный двигатель при движении на высокой скорости генерирует гораздо больше полезной энергии, чем при движении на низкой скорости. Эффект Оберта возникает потому, что топливо имеет больше полезной энергии (из-за своей кинетической энергии сверх его химической потенциальной энергии), и оказывается, что транспортное средство может использовать эту кинетическую энергию для выработки большей механической энергии. Он назван в честь Германа Оберта, австро-венгерского уроженца, немца физика и основателя современной ракетной техники, который, по-видимому, первым описал этот эффект.
Эффект Оберта используется в облетах с приводом или маневрах Оберта, где приложение импульса, обычно от использования ракетного двигателя, близкого к гравитационному телу (где гравитационный потенциал низкий, а скорость высокая), может дать гораздо большее изменение кинетической энергии и конечной скорости (т.е. удельная энергия ), чем такой же импульс, приложенный дальше от тела на той же начальной орбите.
Поскольку маневр Оберта происходит в очень ограниченное время (на малой высоте), для генерации большого импульса двигателю обязательно необходимо достичь высокой тяги (импульс по определению - это время, умноженное на тягу). Таким образом, эффект Оберта гораздо менее полезен для двигателей малой тяги, таких как ионные двигатели.
Исторически непонимание этого эффекта привело исследователей к выводу, что межпланетные путешествия потребуют совершенно непрактичных количеств топлива, так как без Для этого требуется огромное количество энергии.
Траектории, которые позволили космическому кораблю-близнецу НАСА «Вояджер» совершить путешествие по четырем газовым планетам-гигантам и достичь скорости, чтобы покинуть нашу солнечную систему В орбитальная механика и аэрокосмическая техника, гравитационная рогатка, гравитационный маневр или качели - это использование относительное движение и гравитация планеты или другого небесного тела для изменения траектории и скорости космического корабля , как правило, для экономии топлива, времени и расходов. Помощь гравитации может использоваться для ускорения, замедления и / или изменения направления космического корабля.
«Помощь» обеспечивается движением (орбитальный угловой момент ) гравитирующего тела, когда оно тянет за собой космический корабль. Этот метод был впервые предложен в качестве маневра на полпути в 1961 году и использовался межпланетными зондами начиная с Mariner 10 и далее, включая заметные пролеты двух зондов Voyager над Юпитером и Сатурном..
Выведение орбиты - общий термин для маневра, который представляет собой нечто большее, чем небольшая коррекция. Он может использоваться для маневра для изменения переходной орбиты или восходящей орбиты на стабильную, а также для изменения стабильной орбиты на спуск: выведение на орбиту спуска. Также используется термин выведение на орбиту, особенно для изменения устойчивой орбиты на переходную, например транс-лунная инъекция (TLI), транс-марсианская инъекция (TMI) и трансземная инъекция (TEI).
Переходная орбита Хомана В орбитальной механике переходная орбита Хомана представляет собой эллиптическую орбиту, используемую для перехода между двумя круговыми орбиты на разных высотах в одной и той же плоскости .
Орбитальный маневр для выполнения перехода Хомана использует два импульса двигателя, которые перемещают космический аппарат на переходную орбиту и с нее. Этот маневр был назван в честь Вальтера Хоманна, немецкого ученого, который опубликовал его описание в своей книге 1925 года Die Erreichbarkeit der Himmelskörper (Доступность небесных тел). На Хоманна отчасти повлияли немецкий писатель-фантаст Курд Ласвиц и его книга 1897 года Две планеты.
Биэллиптический переход с синей на красную круговую орбиту В космонавтике и аэрокосмической технике, биэллиптический переход - это орбитальный маневр, который перемещает космический корабль с одной орбиты. другому и может, в определенных ситуациях, потребовать меньше delta-v, чем маневр передачи Хомана.
Биэллиптический переход состоит из двух половин эллиптических орбит. От начальной орбиты применяется дельта-v, переводящая космический аппарат на первую переходную орбиту с апоапсисом в некоторой точке 
Хотя для них требуется на один цикл двигателя больше, чем для передачи Хомана и обычно требуется большее время в пути, для некоторых биэллиптических передач требуется меньшее общее дельта-v, чем для передачи Хомана, когда соотношение Конечная к начальной большой полуоси составляет 11,94 или больше, в зависимости от выбранной промежуточной большой полуоси.
Идея двухэллиптической траектории перемещения была впервые опубликована Ари Стернфельд в 1934 году.
A передача низкой энергии, или траектория низкой энергии , - это маршрут в космосе, который позволяет космическому кораблю изменять движется по орбите, используя очень мало топлива. Эти маршруты работают в системе Земля - Луна, а также в других системах, таких как перемещение между спутниками Юпитера. Недостатком таких траекторий является то, что они требуют гораздо больше времени для завершения, чем передачи с большей энергией (больше топлива), такие как переходные орбиты Хомана.
Передача с низкой энергией также известна как траектории границы слабой устойчивости или траектории баллистического захвата.
Передачи с низкой энергией следуют особым путям в космосе, иногда называемым Межпланетной транспортной сетью. Следование по этим путям позволяет преодолевать большие расстояния с небольшими затратами дельта-v.
изменение орбитального наклонения - это орбитальный маневр, направленный на изменение наклонения орбиты орбитального тела. Этот маневр также известен как изменение плоскости орбиты, поскольку плоскость орбиты наклоняется. Этот маневр требует изменения вектора орбитальной скорости (дельта v ) в орбитальных узлах (то есть в точке пересечения начальной и желаемой орбит, линия орбитальных узлов определяется следующим образом: пересечение двух орбитальных плоскостей).
В общем, изменение наклона может потребовать большого количества дельта-v для выполнения, и большинство планировщиков 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.
Максимальная эффективность изменения наклона достигается в апоапсисе, (или апогее ), где орбитальная скорость 
Траектории с постоянной тягой и постоянным ускорением предполагают запуск двигателя космического корабля в продолжительном постоянном режиме работы. В предельном случае, когда ускорение транспортного средства велико по сравнению с местным ускорением свободного падения, космический корабль направлен прямо на цель (с учетом движения цели) и продолжает постоянно ускоряться при высокой тяге, пока не достигнет своей цели. В этом случае с большой тягой траектория приближается к прямой. Если требуется, чтобы космический корабль встретился с целью, а не выполнял облет, то космический корабль должен изменить свою ориентацию на полпути полета и замедлить оставшуюся часть пути.
На траектории постоянной тяги ускорение транспортного средства увеличивается в течение периода тяги, поскольку использование топлива означает, что масса транспортного средства уменьшается. Если вместо постоянной тяги автомобиль имеет постоянное ускорение, тяга двигателя должна уменьшаться во время движения по траектории.
Эта траектория требует, чтобы космический корабль сохранял высокое ускорение в течение длительного времени. Для межпланетных перелетов могут потребоваться дни, недели или месяцы постоянного рывка. В результате в настоящее время отсутствуют двигательные установки космических кораблей, способные использовать эту траекторию. Было высказано предположение, что некоторые формы ядерных (ядерных или термоядерных) ракет или ракет, работающих на антивеществе, будут способны двигаться по этой траектории.
На практике этот тип маневра используется в маневрах с малой тягой, например, с ионными двигателями, двигателями на эффекте Холла и другими. Эти типы двигателей имеют очень высокий удельный импульс (топливную экономичность), но в настоящее время доступны только с довольно низкой абсолютной тягой.
В астродинамике фазирование орбиты - это корректировка временного положения космического корабля вдоль его орбита, обычно описываемая как корректировка истинной аномалии космического корабля.
Близнецы 7, сфотографированные с Близнецов-6 в 1965 году A космическое сближение является орбитальным маневр, во время которого два космических корабля, одним из которых часто является космическая станция, достигают одной и той же орбиты и сближаются на очень близкое расстояние (например, при визуальном контакте). Рандеву требует точного совпадения орбитальных скоростей двух космических аппаратов, что позволяет им оставаться на постоянном расстоянии посредством удержания орбитальной станции. За рандеву может следовать или не следовать стыковка или стоянка, процедуры, которые приводят космический корабль в физический контакт и создают связь между ними.
Портал космических полетов 