Em voos espaciais, uma manobra orbital (tambem conhecida em ingles como burn ) e o uso de sistemas de propulsao para mudar a orbita de uma espaconave.

Geral [ editar | editar codigo-fonte ]

Equacao [ editar | editar codigo-fonte ]

A equacao do foguete de Tsiolkovsky , ou equacao do foguete ideal, e uma equacao util para considerar veiculos que seguem o principio basico de um foguete: onde um dispositivo que pode aplicar aceleracao a si mesmo (um empuxo ) expelindo parte de sua massa com alta velocidade e movendo-se devido a conservacao do momento. Especificamente, e uma equacao matematica que relaciona o delta-v (a mudanca maxima de velocidade do foguete se nenhuma outra forca externa agir) com a velocidade de escape efetiva e a massa inicial e final de um foguete (ou outro motor de reacao).

Para qualquer manobra (ou jornada envolvendo uma serie de tais manobras):

${\displaystyle \Delta v=v_{\text{e}}\ln {\frac {m_{0}}{m_{1}}}}$

Onde:

${\displaystyle m_{0}}$ e a massa total inicial, incluindo propelente,

${\displaystyle m_{1}}$ e a massa total final,

${\displaystyle v_{\text{e}}}$ e a velocidade de exaustao efetiva ( ${\displaystyle v_{\text{e}}=I_{\text{sp}}\cdot g_{0}}$ where ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$ e o impulso especifico expresso como um periodo de tempo e ${\displaystyle g_{0}}$ e a gravidade padrao ),

${\displaystyle \Delta v\ }$ e delta-v - a variacao maxima da velocidade do veiculo (sem acao de forcas externas)

Delta-v [ editar | editar codigo-fonte ]

A mudanca aplicada na velocidade de cada manobra e referida como delta-v ( ${\displaystyle \Delta \mathbf {v} \,}$).

O delta-v para todas as manobras esperadas sao estimados para uma missao. Eles sao resumidos em um orcamento delta-v. Com uma boa aproximacao do orcamento delta-v, os projetistas podem estimar os requisitos de combustivel para carga util da espaconave usando a equacao do foguete.

Manobras impulsivas [ editar | editar codigo-fonte ]

Uma "manobra impulsiva" e o modelo matematico de uma manobra como uma mudanca instantanea na velocidade da espaconave (magnitude e / ou direcao), conforme ilustrado na figura 1. E o caso limite de uma queima para gerar uma determinada quantidade de delta-v , pois o tempo de queima tende a zero.

No mundo fisico, nenhuma mudanca verdadeiramente instantanea na velocidade e possivel, pois isso exigiria uma "forca infinita" aplicada durante um "tempo infinitamente curto", mas como um modelo matematico na maioria dos casos descreve muito bem o efeito de uma manobra na orbita.

O deslocamento do vetor velocidade apos o final da queima real do vetor velocidade ao mesmo tempo resultante da manobra impulsiva teorica e causado apenas pela diferenca na forca gravitacional ao longo dos dois caminhos (vermelho e preto na figura 1) que em geral e pequeno.

Na fase de planejamento das missoes espaciais, os projetistas irao primeiro aproximar suas mudancas orbitais pretendidas usando manobras impulsivas que reduzem muito a complexidade de encontrar as transicoes orbitais corretas.

Baixo impulso por um longo tempo [ editar | editar codigo-fonte ]

Aplicar um impulso baixo por um longo periodo de tempo e denominado manobra nao impulsiva . 'Nao impulsivo' refere-se ao momento mudando lentamente ao longo de um longo tempo, como na propulsao de espaconaves eletricas, ao inves de um impulso curto.

Outro termo e finito burn , onde a palavra "finito" e usada para significar "diferente de zero", ou praticamente, novamente: por um periodo mais longo.

Para algumas missoes espaciais, como aquelas que incluem um encontro espacial, modelos de alta fidelidade das trajetorias sao necessarios para cumprir os objetivos da missao. O calculo de uma queima "finita" requer um modelo detalhado da espaconave e seus propulsores. Os detalhes mais importantes incluem: massa, centro de massa , momento de inercia , posicoes do propulsor, vetores de impulso, curvas de impulso, impulso especifico , desvios de centroide de impulso e consumo de combustivel.

Assistencias [ editar | editar codigo-fonte ]

Efeito Oberth [ editar | editar codigo-fonte ]

Na astronautica, o efeito Oberth e quando o uso de um motor de foguete ao viajar em alta velocidade gera muito mais energia util do que em baixa velocidade. O efeito Oberth ocorre porque o propelente tem mais energia utilizavel (devido a sua energia cinetica em cima de sua energia potencial quimica) e verifica-se que o veiculo e capaz de empregar essa energia cinetica para gerar mais potencia mecanica. O nome e uma homenagem a Hermann Oberth , fisico alemao nascido na Austria e Hungaro e fundador dos foguetes modernos, que aparentemente descreveu o efeito pela primeira vez. ^{[ 1 ]}

O efeito Oberth e usado em um sobrevoo motorizado ou manobra de Oberth onde a aplicacao de um impulso, normalmente do uso de um motor de foguete, perto de um corpo gravitacional (onde o potencial de gravidade e baixo e a velocidade e alta) pode dar muito mais mudanca na energia cinetica e na velocidade final (isto e, energia especifica mais alta ) do que o mesmo impulso aplicado mais longe do corpo para a mesma orbita inicial.

Uma vez que a manobra de Oberth ocorre em um tempo muito limitado (ainda em baixa altitude), para gerar um grande impulso o motor precisa necessariamente atingir um alto empuxo (impulso e, por definicao, o tempo multiplicado pelo empuxo). Portanto, o efeito Oberth e muito menos util para motores de baixo empuxo, como os propulsores de ions.

Historicamente, a falta de compreensao desse efeito levou os pesquisadores a concluirem que a viagem interplanetaria exigiria quantidades totalmente impraticaveis ??de propelente, pois sem ele, enormes quantidades de energia seriam necessarias. ^{[ 1 ]}

Assistencia gravitacional [ editar | editar codigo-fonte ]

Em mecanica orbital e engenharia aeroespacial, um estilingue gravitacional , manobra de auxilio a gravidade ou balanco e o uso do movimento relativo e da gravidade de um planeta ou outro corpo celestial para alterar o caminho e a velocidade de uma espaconave, normalmente a fim de salvar propelente, tempo e despesas. A ajuda da gravidade pode ser usada para acelerar, desacelerar e / ou redirecionar o caminho de uma espaconave.

A "assistencia" e fornecida pelo movimento (momento angular orbital) do corpo gravitante enquanto ele puxa a espaconave. ^{[ 2 ]}  A tecnica foi proposta pela primeira vez como uma manobra de meio curso em 1961, e usada por sondas interplanetarias da Mariner 10 em diante, incluindo as notaveis ??passagens aereas de Jupiter e Saturno pelas duas sondas Voyager

Transferencia de orbitas [ editar | editar codigo-fonte ]

Insercao de orbita e um termo geral para uma manobra que e mais do que uma pequena correcao. Pode ser usado para uma manobra para mudar uma orbita de transferencia ou uma orbita de ascensao para uma estavel, mas tambem para mudar uma orbita estavel para uma descida: insercao da orbita de descida . Tambem o termo injecao de orbita e usado, especialmente para transformar uma orbita estavel em uma orbita de transferencia, por exemplo, injecao translunar (trans-lunar injection - TLI), injecao trans-Marte (trans-Mars injection - TMI) e injecao trans-terrestre (trans-Earth injection - TEI).

Transferencia Hohmann [ editar | editar codigo-fonte ]

Na mecanica orbital, a orbita de transferencia de Hohmann e uma orbita eliptica usada para fazer a transferencia entre duas orbitas circulares de altitudes diferentes, no mesmo plano.

A manobra orbital para realizar a transferencia Hohmann usa dois impulsos do motor que movem uma espaconave para dentro e para fora da orbita de transferencia. Essa manobra foi batizada em homenagem a Walter Hohmann, o cientista alemao que publicou uma descricao dela em seu livro Die Erreichbarkeit der Himmelskorper ( A acessibilidade dos corpos celestes ), de 1925. ^{[ 3 ]}

Transferencia bi-eliptica [ editar | editar codigo-fonte ]

Em astronautica e engenharia aeroespacial, a transferencia bi-eliptica e uma manobra orbital que move uma espaconave de uma orbita para outra e pode, em certas situacoes, exigir menos delta-v do que uma manobra de transferencia Hohmann .

A transferencia bi-eliptica consiste em duas meias orbitas elipticas . A partir da orbita inicial, um delta-v e aplicado impulsionando a espaconave para a primeira orbita de transferencia com uma apoapsis em algum pontolonge do corpo central.

Embora exijam mais uma queima do motor do que uma transferencia Hohmann e geralmente exijam um tempo de viagem maior, algumas transferencias bi-elipticas requerem uma quantidade menor de delta-v total do que uma transferencia Hohmann quando a razao entre o semieixo principal final e inicial e 11,94 ou maior, dependendo do semi-eixo maior intermediario escolhido. ^{[ 4 ]}

A ideia da trajetoria de transferencia bi-eliptica foi publicada pela primeira vez por Ary Sternfeld em 1934. ^{[ 5 ]}

Transferencia de baixa energia [ editar | editar codigo-fonte ]

Uma transferencia de baixa energia , ou trajetoria de baixa energia, e uma rota no espaco que permite que a espaconave mude de orbita usando muito pouco combustivel. ^{[ 6 ] [ 7 ]} Essas rotas funcionam no sistema Terra - Lua e tambem em outros sistemas, como viagens entre os satelites de Jupiter . A desvantagem de tais trajetorias e que elas demoram muito mais para serem concluidas do que transferencias de alta energia (mais combustivel), como as orbitas de transferencia de Hohmann .

A transferencia de baixa energia tambem e conhecida como trajetorias de limite de estabilidade fraca ou trajetorias de captura balistica.

As transferencias de baixa energia seguem caminhos especiais no espaco, as vezes chamados de Rede de Transporte Interplanetario. Seguir essas vias permite que longas distancias sejam percorridas com pouco gasto de delta-v .

Mudanca de inclinacao orbital [ editar | editar codigo-fonte ]

A alteracao da inclinacao orbital e uma manobra orbital que visa alterar a inclinacao da orbita de um corpo orbital. Esta manobra tambem e conhecida como uma mudanca de plano orbital quando o plano da orbita e inclinado. Esta manobra requer uma mudanca no vetor de velocidade orbital (delta v) nos nos orbitais (isto e, o ponto onde as orbitas inicial e desejada se cruzam, a linha de nos orbitais e definida pela interseccao dos dois planos orbitais).

Em geral, as mudancas de inclinacao podem exigir uma grande quantidade de delta-v para serem executadas, e a maioria dos planejadores de missao tenta evita-las sempre que possivel para economizar combustivel. Isso normalmente e obtido lancando uma espaconave diretamente na inclinacao desejada, ou o mais proximo possivel dela, de modo a minimizar qualquer mudanca de inclinacao necessaria ao longo da vida da espaconave.

A eficiencia maxima de mudanca de inclinacao e alcancada na apoapsis , (ou apogeu ), onde a velocidade orbital .

e o mais baixo. Em alguns casos, pode ser necessario menos delta v total para elevar o satelite a uma orbita superior, alterar o plano da orbita no apogeu superior e, em seguida, abaixar o satelite a altitude original. ^{[ 8 ]}

Trajetoria de impulso constante [ editar | editar codigo-fonte ]

As trajetorias de impulso e aceleracao constantes envolvem a espaconave disparando seu motor em uma queima constante prolongada. No caso limite em que a aceleracao do veiculo e alta em comparacao com a aceleracao gravitacional local, a espaconave aponta diretamente para o alvo (levando em consideracao o movimento do alvo) e permanece acelerando constantemente sob alto impulso ate atingir seu alvo. Neste caso de alto empuxo, a trajetoria se aproxima de uma linha reta. Se for necessario que a espaconave se encontre com o alvo, em vez de realizar um sobrevoo, a espaconave deve mudar sua orientacao no meio da jornada e desacelerar no resto do caminho.

Na trajetoria de empuxo constante, ^{[ 9 ]} a aceleracao do veiculo aumenta durante o periodo de empuxo, pois o uso de combustivel faz com que a massa do veiculo diminua. Se, ao inves de empuxo constante, o veiculo tem aceleracao constante, o empuxo do motor deve diminuir durante a trajetoria.

Esta trajetoria requer que a espaconave mantenha uma alta aceleracao por longos periodos. Para transferencias interplanetarias, dias, semanas ou meses de impulso constante podem ser necessarios. Como resultado, nao ha sistemas de propulsao de espaconaves disponiveis atualmente capazes de usar esta trajetoria. Foi sugerido que algumas formas de foguetes nucleares (baseados em fissao ou fusao ) ou movidos a antimateria seriam capazes de fazer essa trajetoria.

De forma mais pratica, esse tipo de manobra e usado em manobras de baixo empuxo, por exemplo, com motores ionicos, propulsores de efeito Hall e outros. Esses tipos de motores tem um impulso especifico muito alto (eficiencia de combustivel), mas atualmente so estao disponiveis com um empuxo absoluto bastante baixo.

Faseamento da orbita [ editar | editar codigo-fonte ]

Faseamento da orbita [ editar | editar codigo-fonte ]

Na astrodinamica, o faseamento da orbita e o ajuste da posicao no tempo da espaconave ao longo de sua orbita, geralmente descrito como o ajuste da verdadeira anomalia da espaconave em orbita.

Encontro e encaixe no espaco [ editar | editar codigo-fonte ]

Um encontro espacial e uma manobra orbital durante a qual duas espaconaves, uma das quais geralmente e uma estacao espacial, chegam a mesma orbita e se aproximam de uma distancia muito proxima (por exemplo, dentro do contato visual). O Fazeamento requer uma combinacao precisa das velocidades orbitais das duas espaconaves , permitindo que elas permanecam a uma distancia constante atraves da manutencao da estacao orbital. O encontro pode ou nao ser seguido por atracacao ou atracacao, procedimentos que colocam a espaconave em contato fisico e criam uma ligacao entre eles.

Referencias [ editar | editar codigo-fonte ]

Ligacoes externas [ editar | editar codigo-fonte ]

• Handbook Automated Rendezvous and Docking of Spacecraft by Wigbert Fehse

• Portal da exploracao espacial