Misiones Lunares e Interplanetarias - Departamento de Ingeniería ...
Misiones Lunares e Interplanetarias - Departamento de Ingeniería ... Misiones Lunares e Interplanetarias - Departamento de Ingeniería ...
Ejercicios IV Ejercicios 8 Se planea una misión Tierra-Saturno con cuatro fases: una primera fase con escape desde una órbita de aparcamiento de 180 km de altitud. Una segunda que consiste en una transferencia de Hohmann heliocéntrica hasta Júpiter. Una tercera en la que se realiza la maniobra asistida por gravedad, con una aproximación de 11 radios jovianos. Finalmente una nueva órbita heliocéntrica hasta Saturno. Se pide: encontrar la órbita joviana, y describir la maniobra asistida por gravedad. ¿Llega la nave a Saturno? (suponiendo éste adecuadamente ubicado en su órbita). En caso afirmativo, calcular la órbita de llegada, suponiendo una altitud de periapsis de 1000 km, y calcular ∆V para circularizar la órbita. Datos: (L = 5,2 AU, µ = 126711995,4 km 3 /s 2 , R = 71492 km, L = 9,58 AU, µ = 37939519,7 km 3 /s 2 , R = 60268 km, µ⊙ = 132712439935,5 km 3 /s 2 ). 40 / 41
Ejercicios Ejercicios de Examen: Junio 2007 Para un vehículo en una misión interplanetaria, resuelva los siguientes dos apartados (1 punto cada uno): i Un vehículo espacial parte de la órbita de la Tierra (habiendo ya abandonado su esfera de influencia) con una velocidad (respecto al Sol) de 39km/s y un ángulo de vuelo de 5 o . Determinar a qué velocidad y ángulo de vuelo llega el vehículo a la órbita de Júpiter (). Determinar asimismo el tiempo de vuelo. NOTA: Empléese para este apartado el sistema de referencia heliocéntrico, y considérense las órbitas de los planetas coplanarias y circulares con radio igual al semieje mayor de su órbita. ii El vehículo pretende realizar en Júpiter una maniobra asistida por gravedad para ganar velocidad. Por razones de seguridad (para evitar el fuerte campo magnético joviano) se determina que el vehículo pasará en su aproximación más cercana a 10 radios jovianos del centro de Júpiter. Determinar las características (a, e) de la hipérbola joviana de la maniobra y el ∆V que se obtiene. Encontrar la velocidad final y ángulo de vuelo final en el sistema de referencia heliocéntrico. Constantes físicas para este problema:µ ⊙ = 132712439935,5 km 3 /s 2 , a ⊕ = 1 AU = 149597900 km, µ = 126711995,4 km 3 /s 2 , a = 5,2 AU, R = 71492km. Se puede trabajar en unidades físicas o canónicas (que deberán ser explícitamente definidas, expresándose el resultado final siempre en unidades físicas). 41 / 41
- Page 1 and 2: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 3 and 4: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 5 and 6: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 7 and 8: Esfera de Influencia II Misiones Lu
- Page 9 and 10: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 11 and 12: Ajuste de cónicas II Misiones Luna
- Page 13 and 14: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 15 and 16: Esferas de Influencia I Misiones Lu
- Page 17 and 18: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 19 and 20: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 21 and 22: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 23 and 24: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 25 and 26: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 27 and 28: Ajuste de cónicas II Misiones Luna
- Page 29 and 30: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 31 and 32: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 33 and 34: Misiones Lunares Misiones Interplan
- Page 35 and 36: Órbita geocéntrica II Misiones Lu
- Page 37 and 38: Ejercicios I Ejercicios Datos: R⊕
- Page 39: Ejercicios III Ejercicios 7 Se pret
Ejercicios<br />
Ejercicios <strong>de</strong> Examen: Junio 2007<br />
Para un vehículo en una misión interplanetaria, resuelva los siguientes dos apartados (1 punto cada uno):<br />
i Un vehículo espacial parte <strong>de</strong> la órbita <strong>de</strong> la Tierra (habiendo ya abandonado su esfera <strong>de</strong> influencia) con una<br />
velocidad (respecto al Sol) <strong>de</strong> 39km/s y un ángulo <strong>de</strong> vuelo <strong>de</strong> 5 o . Determinar a qué velocidad y ángulo <strong>de</strong><br />
vuelo llega el vehículo a la órbita <strong>de</strong> Júpiter (). Determinar asimismo el tiempo <strong>de</strong> vuelo.<br />
NOTA: Empléese para este apartado el sistema <strong>de</strong> referencia heliocéntrico, y considérense las órbitas <strong>de</strong> los<br />
planetas coplanarias y circulares con radio igual al semieje mayor <strong>de</strong> su órbita.<br />
ii El vehículo preten<strong>de</strong> realizar en Júpiter una maniobra asistida por gravedad para ganar velocidad. Por razones<br />
<strong>de</strong> seguridad (para evitar el fuerte campo magnético joviano) se <strong>de</strong>termina que el vehículo pasará en su<br />
aproximación más cercana a 10 radios jovianos <strong>de</strong>l centro <strong>de</strong> Júpiter. Determinar las características (a, e) <strong>de</strong> la<br />
hipérbola joviana <strong>de</strong> la maniobra y el ∆V que se obtiene. Encontrar la velocidad final y ángulo <strong>de</strong> vuelo final<br />
en el sistema <strong>de</strong> referencia heliocéntrico.<br />
Constantes físicas para este problema:µ ⊙ = 132712439935,5 km 3 /s 2 , a ⊕ = 1 AU = 149597900 km,<br />
µ = 126711995,4 km 3 /s 2 , a = 5,2 AU, R = 71492km. Se pue<strong>de</strong> trabajar en unida<strong>de</strong>s físicas o canónicas<br />
(que <strong>de</strong>berán ser explícitamente <strong>de</strong>finidas, expresándose el resultado final siempre en unida<strong>de</strong>s físicas).<br />
41 / 41