| dbo:abstract
|
- 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. (en)
- In astrodinamica o meccanica celeste il cambio di piano orbitale è una manovra orbitale in grado, con un dispendio di , di cambiare l'inclinazione del piano in cui avviene l'orbita. Questa manovra richiede quindi in un qualsiasi punto dell'orbita un Delta-v impulsivo che consenta il cambio di traiettoria che appartenga ad un altro piano, in un tempo infinitesimo. I cambi di piano orbitale sono molto dispendiosi in termini di e di masse di propellente, e questa spesa dipende direttamente dal modulo della velocità nel punto di manovra; è quindi più conveniente effettuare manovre di cambio di piano orbitale dove il modulo della velocità è minore, quindi lontani dall'attrattore. (it)
- Изменение наклонения орбиты искусственного спутника — орбитальный манёвр, целью которого (в общем случае) является перевод спутника на орбиту с другим наклонением. Существуют два вида такого маневра: 1.
* Изменение наклонения орбиты к экватору. Производится включением ракетного двигателя в восходящем узле орбиты (над экватором). Импульс выдается в направлении, перпендикулярном направлению орбитальной скорости; 2.
* Изменение положения (долготы) восходящего узла на экваторе. Производится включением ракетного двигателя над полюсом (в случае полярной орбиты). Импульс, как и в предыдущем случае, выдается в направлении, перпендикулярном направлению орбитальной скорости. В результате восходящий узел орбиты смещается вдоль экватора, а наклонение плоскости орбиты к экватору остается неизменным. Изменение наклонения орбиты — исключительно энергозатратный манёвр. Так, для спутников на низкой орбите (имеющих орбитальную скорость порядка 8 км/с) изменение наклонения орбиты к экватору на 45 градусов потребует приблизительно той же энергии (приращения характеристической скорости), что и для выведения на орбиту — около 8 км/с. Для сравнения можно отметить, что энергетические возможности корабля «Спейс шаттл» позволяют, при полном использовании бортового запаса топлива (около 22 тонн: 8,174 кг горючего и 13,486 кг окислителя в двигателях орбитального маневрирования) изменить значение орбитальной скорости всего на 300 м/с, а наклонение, соответственно (при маневре на низкой круговой орбите) — приблизительно на 2 градуса. По этой причине искусственные спутники выводятся (по возможности) сразу на орбиту с целевым наклонением. В некоторых случаях, однако, изменение наклонения орбиты все же является неизбежным. Так, при запуске спутников на геостационарную орбиту с высокоширотных космодромов (например, Байконура), поскольку невозможно сразу вывести аппарат на орбиту с наклонением, меньшим, чем широта космодрома, применяется изменение наклонения орбиты. Спутник выводится на низкую опорную орбиту, после которой последовательно формируются несколько промежуточных, более высоких орбит. Требуемые для этого энергетические возможности обеспечиваются разгонным блоком, устанавливаемым на ракету-носитель. Изменение наклонения производится в апогее высокой эллиптической орбиты, так как скорость спутника в этой точке относительно невелика, и манёвр обходится меньшими энергозатратами (по сравнению с аналогичным маневром на низкой круговой орбите). (ru)
- Зміна нахилу орбіти штучного супутника — орбітальний маневр, метою якого (в загальному випадку) є перехід супутника на орбіту з іншим нахилом. Існують два види такого маневру: 1.
* Зміна нахилу орбіти до екватора. Проводиться включенням ракетного двигуна в висхідному вузлі орбіти (над екватором). Імпульс надається в напрямку, перпендикулярному напрямку орбітальної швидкості; 2.
* Зміна положення (довготи) висхідного вузла на екваторі. Проводиться включенням ракетного двигуна над полюсом (в разі полярної орбіти). Імпульс, як і в попередньому випадку, надається в напрямку, перпендикулярному напрямку орбітальної швидкості. В результаті висхідний вузол орбіти зміщується вздовж екватора, а нахил площини орбіти до екватора залишається незмінним. Зміна нахилу орбіти — виключно енерговитратний маневр. Так, для супутників на низькій орбіті (мають орбітальну швидкість близько 8 км/с) зміна нахилу орбіти до екватора на 45 градусів потребує приблизно тієї ж енергії (збільшення характеристичної швидкості), що і для виведення на орбіту — близько 8 км/с. Для порівняння можна зазначити, що енергетичні можливості корабля «Спейс шаттл» дозволяють, при повному використанні бортового запасу палива (близько 22 тонн: 8,174 кг пального і 13,486 кг окислювача в двигунах орбітального маневрування) змінити значення орбітальної швидкості всього на 300 м/с, а нахил, відповідно (при маневрі на низькій круговій орбіті) — приблизно на 2 градуси. З цієї причини штучні супутники виводяться (по можливості) відразу на орбіту з цільовим нахилом. У деяких випадках, однак, зміна нахилу орбіти все ж є неминучою. Так, під час запуску супутників на геостаціонарну орбіту з високоширотних космодромів (наприклад, Байконура), оскільки неможливо відразу вивести апарат на орбіту з нахилом, меншим, ніж широта космодрому, застосовується зміна нахилу орбіти. Супутник виводиться на низьку опорну орбіту, після якої послідовно формуються кілька проміжних, вищих орбіт. Необхідні для цього енергетичні можливості забезпечуються розгінним блоком, що встановлюються на ракету-носій. Зміна нахилу проводиться в апогеї високою еліптичної орбіти, оскільки швидкість супутника в цій точці відносно невелика, і маневр обходиться меншими енерговитратами (в порівнянні з аналогічним маневром на низькій коловій орбіті). (uk)
|
| rdfs:comment
|
- 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). (en)
- In astrodinamica o meccanica celeste il cambio di piano orbitale è una manovra orbitale in grado, con un dispendio di , di cambiare l'inclinazione del piano in cui avviene l'orbita. Questa manovra richiede quindi in un qualsiasi punto dell'orbita un Delta-v impulsivo che consenta il cambio di traiettoria che appartenga ad un altro piano, in un tempo infinitesimo. (it)
- Зміна нахилу орбіти штучного супутника — орбітальний маневр, метою якого (в загальному випадку) є перехід супутника на орбіту з іншим нахилом. Існують два види такого маневру: 1.
* Зміна нахилу орбіти до екватора. Проводиться включенням ракетного двигуна в висхідному вузлі орбіти (над екватором). Імпульс надається в напрямку, перпендикулярному напрямку орбітальної швидкості; 2.
* Зміна положення (довготи) висхідного вузла на екваторі. Проводиться включенням ракетного двигуна над полюсом (в разі полярної орбіти). Імпульс, як і в попередньому випадку, надається в напрямку, перпендикулярному напрямку орбітальної швидкості. В результаті висхідний вузол орбіти зміщується вздовж екватора, а нахил площини орбіти до екватора залишається незмінним. (uk)
- Изменение наклонения орбиты искусственного спутника — орбитальный манёвр, целью которого (в общем случае) является перевод спутника на орбиту с другим наклонением. Существуют два вида такого маневра: 1.
* Изменение наклонения орбиты к экватору. Производится включением ракетного двигателя в восходящем узле орбиты (над экватором). Импульс выдается в направлении, перпендикулярном направлению орбитальной скорости; 2.
* Изменение положения (долготы) восходящего узла на экваторе. Производится включением ракетного двигателя над полюсом (в случае полярной орбиты). Импульс, как и в предыдущем случае, выдается в направлении, перпендикулярном направлению орбитальной скорости. В результате восходящий узел орбиты смещается вдоль экватора, а наклонение плоскости орбиты к экватору остается неизменным. (ru)
|
