Хоманова траектория: Разлика между версии
Изтрито е съдържание Добавено е съдържание
м интервал; козметични промени |
м + графика Етикет: липсва шаблон в раздел Източници |
||
Ред 1:
[[Файл:Hohmann transfer orbit.svg|мини|Хоманова траектория за преход (в жълто) от ниска кръгова орбита (в зелено) към по-висока кръгова орбита (в червено). Ускоренията Δ''v'' и Δ''v''' показват точките за първо и второ включване на двигателите за ускорение.]]
[[File:Animation of InSight trajectory.gif|thumb |right |Анимация на Хоманова траектория от Земята до Марс<br />{{legend2|magenta| ''Космически апарат''}}{{·}}{{legend2| RoyalBlue |[[Земя]]}}{{·}}{{legend2| Lime |[[Марс]]}}]]
'''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>. По-късно същата траектория предлагат и съветските учени Владимир Ветчинкин и Фридрих Цандер.
| |||