Misiones Lunares e Interplanetarias - Departamento de Ingeniería ...
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Misiones Lunares Misiones Interplanetarias Esferas de Influencia II Esferas de influencia y órbitas de intercepción Maniobra asistida por gravedad Ajuste de cónicas En todos los casos RP ≪ ReP ≪ LP. Esto nos permite introducir las siguientes hipótesis simplificativas: Desde el punto de vista de las trayectorias heliocéntricas, las esferas de influencia se pueden considerar puntos (despreciando ReP). Desde el punto de vista de las trayectorias planetocéntricas, las esferas de influencia se pueden considerar con radio infinito. Estas dos hipótesis permiten simplificar el proceso de ajuste de cónicas, ya que eliminan ReP del cálculo: Las órbitas planetocéntricas serán hiperbólicas y entrarán o saldrán de la esfera de influencia, ya que es supuesta infinita, por las asíntotas. La órbita heliocéntrica será una elipse de transferencia entre dos puntos (sin necesidad de introducir los ángulos del caso lunar). 16 / 41
Misiones Lunares Misiones Interplanetarias Esferas de influencia y órbitas de intercepción Maniobra asistida por gravedad Ajuste de cónicas Órbitas de intercepción e impulsos mínimos I La órbita geocéntrica inicial es la de aparcamiento, de radio r0 y velocidad V0 = µ⊕/r0. Supongamos que aplicamos un impulso tangencial ∆V , suficiente para obtener una trayectoria hiperbólica: ∆V > ( √ 2 − 1)V0. La velocidad a la salida de la esfera de influencia será aproximadamente la velocidad de exceso hiperbólica V∞. De la ecuación de las fuerzas vivas: V 2 ∞ = (V0 + ∆V ) 2 − 2µ⊕ r0 . Se define C3 = V 2 ∞, parametro característico de la misión. Por tanto, si conocemos la V∞ deseada, el impulso inicial requerido será ∆V = V 2 ∞ + 2V 2 0 − V0. Una vez fuera de la esfera de influencia terrestre, es necesario situarse en el sistema de referencia heliocéntrico; en este sistema de referencia, ri = L⊕, vi = V∞ + V⊕, donde V⊕ = µ⊙/L⊕ ≈ 29,74 km/s. 17 / 41
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<strong>Misiones</strong> <strong>Lunares</strong><br />
<strong>Misiones</strong> <strong>Interplanetarias</strong><br />
Esferas <strong>de</strong> Influencia II<br />
Esferas <strong>de</strong> influencia y órbitas <strong>de</strong> intercepción<br />
Maniobra asistida por gravedad<br />
Ajuste <strong>de</strong> cónicas<br />
En todos los casos RP ≪ ReP ≪ LP. Esto nos permite<br />
introducir las siguientes hipótesis simplificativas:<br />
Des<strong>de</strong> el punto <strong>de</strong> vista <strong>de</strong> las trayectorias heliocéntricas, las<br />
esferas <strong>de</strong> influencia se pue<strong>de</strong>n consi<strong>de</strong>rar puntos (<strong>de</strong>spreciando<br />
ReP).<br />
Des<strong>de</strong> el punto <strong>de</strong> vista <strong>de</strong> las trayectorias planetocéntricas, las<br />
esferas <strong>de</strong> influencia se pue<strong>de</strong>n consi<strong>de</strong>rar con radio infinito.<br />
Estas dos hipótesis permiten simplificar el proceso <strong>de</strong> ajuste<br />
<strong>de</strong> cónicas, ya que eliminan ReP <strong>de</strong>l cálculo:<br />
Las órbitas planetocéntricas serán hiperbólicas y entrarán o<br />
saldrán <strong>de</strong> la esfera <strong>de</strong> influencia, ya que es supuesta infinita,<br />
por las asíntotas.<br />
La órbita heliocéntrica será una elipse <strong>de</strong> transferencia entre<br />
dos puntos (sin necesidad <strong>de</strong> introducir los ángulos <strong>de</strong>l caso<br />
lunar).<br />
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