Хоманова траектория: Разлика между версии
Изтрито е съдържание Добавено е съдържание
м Унифициране на заглавия на раздел Вижте също |
м интервал; козметични промени |
||
Ред 1:
[[
'''Хоманова траектория''' в [[небесна механика|небесната механика]] е [[елипса|елиптична]] траектория, по която космически кораб най-икономично може да премине от една кръгова [[орбита]] до друга. Обикновено това са кръговите орбити на две близкостоящи [[планета|планети]] (например за полет от [[Земя]]та до [[Луна]]та, [[Марс]] или [[Венера]]). В най-простия случай Хомановата траектория е полуелипса, която допира тези две орбити в своя апоцентър и перицентър (вж. [[Апсида (астрономия)|Апсида]]). Траекторията носи името на немския учен [[Валтер Хоман]], който през 1925 г. пръв я описва в своята книга<ref>{{cite book | author= Walter Hohmann | title = Die Erreichbarkeit der Himmelskörper |publisher= Verlag Oldenbourg in München | year = 1925 | isbn = 3-486-23106-5}}</ref>.
Орбиталната маневра за преход включва два импулса на двигателя за ускоряване – първият да влезе в елиптичната орбита, а вторият – да излезе от нея и да се включи по орбитата около новия обект. Хомановата траектория може да се използва и за влизане в орбита около близкопрелитащи около Земата [[околоземни астероиди]]. За по-отдалечени обекти от [[Слънчева система|Слънчевата система]] обикновено се избира доста по-сложна траектория, включваща и [[Гравитационна маневра|гравитационни маневри]]. Така се постига икономия на гориво, но не и на време от гледна точка на продължителността на полета.
== Вижте също ==
* [[Геостационарна трансферна орбита]]
* [[Двойноелиптична орбита]]
* [[Орбитална механика]]
[[Категория:Небесна механика]]
[[Категория:Астродинамика]]
| |||