Inserción en órbita

Parte de una serie sobre
Astrodinámica
Mecánica orbital
Elementos orbitales Ápside Argumento de periapsis Excentricidad Inclinación Anomalía media Nodos orbitales Semieje mayor Verdadera anomalía
Tipos de órbitas de dos cuerpos según excentricidad Órbita circular Órbita elíptica Órbita de transferencia ( órbita de transferencia de Hohmann Órbita de transferencia bielíptica ) Órbita parabólica Órbita hiperbólica Órbita radial Órbita en decadencia
Ecuaciones Fricción dinámica Velocidad de escape Ecuación de Kepler Leyes de Kepler sobre el movimiento planetario Periodo orbital Velocidad orbital Gravedad superficial Energía orbital específica Ecuación vis-viva
Mecánica celeste
Influencias gravitacionales Baricentro Esfera de colina Perturbaciones Esfera de influencia
Órbitas de N cuerpos Puntos de Lagrangian ( Órbitas de halo ) Órbitas de Lissajous Órbitas de Lyapunov
Ingeniería y eficiencia
Ingeniería de pre-vuelo Relación de masa Fracción de carga útil Fracción de masa del propulsor Ecuación del cohete de Tsiolkovsky
Medidas de eficiencia Asistencia de gravedad Efecto Oberth
Maniobras propulsivas Maniobra orbital Inserción en órbita
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En los vuelos espaciales, una inserción en órbita es una maniobra orbital que ajusta la trayectoria de una nave espacial , lo que permite la entrada en una órbita alrededor de un planeta , una luna u otro cuerpo celeste. ^[1] Una maniobra de inserción en órbita implica una desaceleración desde una velocidad superior a la velocidad de escape del cuerpo respectivo , o una aceleración hasta ella desde una velocidad menor.

Cuando el resultado es una órbita de transferencia , por ejemplo una inserción en una órbita de descenso, la maniobra es una inyección en órbita .

Las órbitas son trayectorias periódicas o cuasiperiódicas, generalmente alrededor de un cuerpo celeste central como la Tierra o el Sol. También pueden ser trayectorias alrededor de puntos de Lagrange en un sistema de múltiples cuerpos como el sistema Tierra-Luna . (Por ejemplo, la NASA utilizó una órbita de halo para la misión CAPSTONE ).

Las órbitas bajas son trayectorias que se encuentran en las profundidades del «pozo gravitacional» de un cuerpo central. Algunos ejemplos son la órbita terrestre baja y la órbita lunar baja . La inserción en una órbita baja puede requerir una desaceleración sustancial con respecto al cuerpo central o, para el lanzamiento desde una superficie planetaria, una aceleración sustancial para alcanzar la velocidad orbital .

Las órbitas de mayor energía, como la órbita geoestacionaria, a menudo se alcanzan mediante órbitas de transferencia elípticas .

Un tipo de inserción orbital se utiliza cuando se captura en órbita alrededor de un cuerpo celeste.

Propulsión de cohetes

El exceso de velocidad de una órbita de transferencia interplanetaria se suele eliminar con un disparo de cohete conocido como quema de inserción en órbita. Para esta maniobra, se utiliza el motor de la nave espacial para reducir su velocidad en relación con el cuerpo objetivo. ^[2] Por ejemplo, cada misión de aterrizaje lunar exitosa del programa Apolo utilizó por primera vez la propulsión del módulo de servicio Apolo para entrar en la órbita lunar baja.

Inserción de bajo empuje

En algunas trayectorias de llegada, la propulsión de bajo empuje es suficiente para lograr la inserción en órbita. La sonda espacial Hiten utilizó este enfoque por primera vez en 1991.

Otras técnicas

Otra técnica, utilizada cuando el cuerpo de destino tiene una atmósfera tangible, se llama aerocaptura , que puede utilizar la fricción de la resistencia atmosférica para frenar una nave espacial lo suficiente como para entrar en órbita. Sin embargo, esto es muy arriesgado y nunca se ha probado para una inserción en órbita. Generalmente, la desaceleración de inserción en órbita se realiza con el motor principal para que la nave espacial entre en una "órbita de captura" altamente elíptica y solo más tarde se puede bajar el apocentro con más desaceleraciones, o incluso utilizando la resistencia atmosférica de forma controlada, llamada aerofrenado , para bajar el apocentro y circularizar la órbita mientras se minimiza el uso de combustible a bordo. Hasta la fecha, solo un puñado de misiones de la NASA y la ESA han realizado aerofrenado ( Magellan , Mars Reconnaissance Orbiter , Trace Gas Orbiter , Venus Express , ...). ^[3]

El segundo tipo de inserción en órbita se utiliza para satélites y otras naves espaciales recién lanzados. La mayoría de los vehículos de lanzamiento espacial que se utilizan hoy en día sólo pueden lanzar una carga útil en un rango muy estrecho de órbitas. El ángulo relativo al ecuador y la altitud máxima de estas órbitas están limitados por el cohete y el lugar de lanzamiento utilizados. Dada esta limitación, la mayoría de las cargas útiles se lanzan primero a una órbita de transferencia, donde se requiere una maniobra de empuje adicional para circularizar la órbita elíptica que resulta del lanzamiento espacial inicial. La diferencia clave entre este tipo de maniobra y la inserción en órbita transplanetaria propulsada es el cambio significativamente menor en la velocidad necesaria para elevar o circularizar una órbita planetaria existente, en comparación con la cancelación de la considerable velocidad de crucero interplanetario.

Aunque las actuales maniobras de inserción en órbita requieren que se quemen cohetes químicos convencionales en tiempos precisos, se han logrado algunos avances en el uso de medios alternativos para estabilizar las órbitas, como propulsores iónicos o motores de propulsión de plasma, para lograr el mismo resultado utilizando menos combustible durante un período de tiempo más prolongado. Además, las investigaciones sobre el uso de cables espaciales conductores de electricidad para repeler magnéticamente el campo magnético de la Tierra han demostrado ser prometedoras, lo que prácticamente eliminaría por completo la necesidad de combustible.

• Captura balística