Ағылшыншамен салыстырыңыз: абзацты басыңыз — түпнұсқа терезеде ашылады. Абзац астындағы EN түймесі оны мәтін ішінде көрсетеді.
Мазмұны
Кіріспе
Орбиталық еңіс өзгертуі – орбиталық маневр, орбитадағы дененің орбитасының еңісін өзгертуге бағытталған. Бұл маневр орбиталық жазықтықтың өзгеруі деп те аталады, себебі орбита жазықтығы бұрылады. Бұл маневр орбиталық жылдамдық векторының (дельта v) өзгеруін талап етеді, орбиталық түйіндерінде (яғни бастапқы және қажетті орбиталардың қиылысқан жері, орбиталық түйіндердің сызығы екі орбиталық жазықтықтың қиылысуымен анықталады). Әдетте, еңіс өзгертуіне орындау үшін өте көп дельта v қажет болады, сондықтан миссия жоспарлаушылар отынды үнемдеу үшін олардан мүмкіндігінше аулақ болуға тырысады. Бұл көбінесе ғарыш кемесін тікелей қажетті еңіске немесе оған мүмкіндігінше жақынға ұшыру арқылы қол жеткізіледі, осылайша ғарыш кемесінің қызмет ету мерзімінде қажетті еңіс өзгертуін азайтуға болады. Планеталардың жанынан өту – үлкен еңіс өзгертулерін жүзеге асырудың ең тиімді жолы, бірақ ол тек планетаралық миссиялар үшін ғана тиімді.
Orbital inclination change is an orbital maneuver aimed at changing the inclination of an orbiting body's orbit. This maneuver is also known as an orbital plane change as the plane of the orbit is tipped. This maneuver requires a change in the orbital velocity vector (delta v) at the orbital nodes (i. e. the point where the initial and desired orbits intersect, the line of orbital nodes is defined by the intersection of the two orbital planes). In general, inclination changes can take a very large amount of delta v to perform, and most mission planners try to avoid them whenever possible to conserve fuel. This is typically achieved by launching a spacecraft directly into the desired inclination, or as close to it as possible so as to minimize any inclination change required over the duration of the spacecraft life. Planetary flybys are the most efficient way to achieve large inclination changes, but they are only effective for interplanetary missions
Тиімділік
Жарық өзгертудің ең оңай жолы – бастапқы және соңғы жазықтықтардың қиылысу нүктелерінің бірінде жылдамдық өзгертуін жасау. Қажетті дельта v – сол нүктедегі екі жазықтықтың арасындағы жылдамдық векторларының айырмасы. Дегенмен, еңсе өзгертудің максималды тиімділігі апоапсисте (немесе апогейде) орбиталық жылдамдық ең төмен болғанда қол жеткізіледі. Кейбір жағдайларда, спутникті жоғарырақ орбитаға көтеріп, жоғарырақ апогейде орбита жазықтығын өзгертіп, содан кейін спутникті бастапқы биіктігіне түсіру үшін жалпы дельта v аз қажет болуы мүмкін. Жоғарыда аталған ең тиімді мысал үшін, апоапсисте еңсеге бағыттану периапсис аргументін де өзгертеді. Алайда, осылай бағыттану миссияны жобалаушыны жазықтықты апсидтар сызығы бойында ғана өзгертуге шектейді. Гоман трансферлік орбиталары үшін бастапқы және соңғы орбиталар 180 градусқа қарама-қарсы орналасқан. Трансферлік орбита жазықтығы орталық денеді, мысалы Күнді, және бастапқы және соңғы түйіндерді қамтуы керек болғандықтан, трансферлік жазықтыққа жету және одан шығу үшін екі 90 градустық жазықтық өзгертуі қажет болуы мүмкін. Мұндай жағдайларда, көбінесе бұзылған жазықтық маневрін қолдану тиімдірек, онда қосымша жылдамдық өзгертуі жасалады, сонда жазықтық өзгертуі орбиталардың бастапқы және соңғы жазықтықтарының қиылысында ғана жүзеге асады, ал емес олардың соңғы нүктелерінде.
The simplest way to perform a plane change is to perform a burn around one of the two crossing points of the initial and final planes. The delta v required is the vector change in velocity between the two planes at that point. However, maximum efficiency of inclination changes are achieved at apoapsis, (or apogee), where orbital velocity is the lowest. In some cases, it can require less total delta v to raise the satellite into a higher orbit, change the orbit plane at the higher apogee, and then lower the satellite to its original altitude. For the most efficient example mentioned above, targeting an inclination at apoapsis also changes the argument of periapsis. However, targeting in this manner limits the mission designer to changing the plane only along the line of apsides. For Hohmann transfer orbits, the initial orbit and the final orbit are 180 degrees apart. Because the transfer orbital plane has to include the central body, such as the Sun, and the initial and final nodes, this can require two 90 degree plane changes to reach and leave the transfer plane. In such cases it is often more efficient to use a broken plane maneuver where an additional burn is done so that plane change only occurs at the intersection of the initial and final orbital planes, rather than at the ends.
Орбитаның басқа элементтерімен байланысқан еңіс
Кейінге қарай бұрылыс жасаудың маңызды бір нюансы – Кеплер орбитасының еңістігі эклиптиканың солтүстігі мен орбита жазықтығына перпендикуляр вектор арасындағы бұрышпен анықталады (яғни бұрыштық момент векторы). Бұл еңістік әрқашан оң болады және негізінен периапсис аргументімен, ал ол өз кезегінде өрлеу түйінінің бойлық координатасымен байланысты. Осының салдарынан, дәл бірдей еңістікке ие екі өте әртүрлі орбита пайда болуы мүмкін.
An important subtlety of performing an inclination change is that Keplerian orbital inclination is defined by the angle between ecliptic North and the vector normal to the orbit plane, (i. e. the angular momentum vector). This means that inclination is always positive and is entangled with other orbital elements primarily the argument of periapsis which is in turn connected to the longitude of the ascending node. This can result in two very different orbits with precisely the same inclination.
Дөңгелек орбиталық көлбеуліктің өзгеруі
Екі орбита да дөңгелек (яғни) және бірдей радиусқа ие болған жағдайда, еңіс өзгерту үшін қажетті Δv келесі формуламен есептелуі мүмкін:
Where both orbits are circular (i. e. ) and have the same radius the Delta v required for an inclination change can be calculated using:
мұндағы – орбиталық жылдамдық және –мен бірдей өлшем бірліктерінде берілген.
where is the orbital velocity and has the same units as .