Changement orbital d\'inclination

Le changement orbital d'inclination de est une manoeuvre orbitale visée changeant l'inclination de l'orbite du d'un corps orbital. Cette manoeuvre est également connue pendant qu'un changement d'avion orbital comme plan de l'orbite est incliné. Cette manoeuvre exige un changement du vecteur de vitesse orbitale (delta v ) aux noeuds orbitaux (c. le point où l'initiale et les orbites désirées intersectent, la ligne des noeuds orbitaux est défini par l'intersection des deux avions orbitaux).

L'efficacité maximum du changement d'inclination est réalisée à l'Apoapsis , (ou à l'apogée ), où le $v de vitesse orbitale \,$ est le plus bas. Généralement les changements d'inclination exigent de la plupart de delta v d'exécuter, et la plupart des planificateurs de mission essayent de les éviter autant que possible pour conserver le carburant. Ceci peut parfois être réalisé en lançant un vaisseau spatial directement dans l'inclination désirée, ou aussi étroitement à lui car possible afin de réduire au minimum le changement d'inclination ait exigé.

Une subtilité importante d'exécuter un changement d'inclination est que l'inclination orbitale de Keplerian est définie par l'angle entre le nord écliptique du et la normale de vecteur avec l'avion d'orbite, (c. le vecteur du moment angulaire ). Ceci signifie que l'inclination est toujours positif et est empêtrée avec d'autres éléments orbitaux principalement l'argument de du periapsis qui alternativement est relié à la longitude de du noeud croissant . Ceci peut avoir comme conséquence deux orbites très différentes avec avec précision la même inclination .

Pour l'exemple le plus efficace mentionné ci-dessus, l'optimisation d'une inclination à l'Apoapsis change également l'argument de du periapsis . Cependant, l'optimisation de cette manière limite le concepteur de mission à changer d'avion seulement suivant la ligne de l'apside .

Calcul

Dans un changement pur d'inclination, seulement l'inclination de l'orbite est changée tandis que toutes autres caractéristiques orbitales (rayon, forme.) demeure le même qu'avant. Le Delta-v (

\ delta {} de v_i \,

) exigé pour un changement d'inclination (

\ delta {} d'I \,

) peut être calculé comme suit :

\ delta {v_i} = {\ delta {I} \ racine carré {1-e^2} \ cos (w+f) \ plus de {Na (1+e \ cos (f))}}

là où :
le

e \,

est l'excentricité
le

w \,

est l'argument de du périgée
le

f \,

est l'anomalie vraie
le

n \,

est le mouvement de moyen de
le

a \,

est l'axe de semimajor de

Pour des manoeuvres plus compliquées qui peuvent comporter une combinaison de changement d'inclination et de rayon orbital, la quantité du delta v est la différence de vecteur entre les vecteurs de vitesse de l'orbite initiale et de l'orbite désirée au point de transfert.

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