Usando los mecanismos orbitales que se desarrollaron en el pasado, podemos ahora planear (con aproximaciones) una misión espacial a Marte. Asumiendo que tenemos el cohete y la nave--¿como deberían ser dirigidos, y cuanto tiempo tomaría el vuelo? Como aproximación asuma que la órbita de la Tierra y de Marte son ambas círculos en el mismo plano, centradas en el Sol. El radio de la órbita terrestre, indicado por r1, es de alrededor de 150.000.000 kilómetros, una distancia conocida como unidad astronómica (UA). Es una unidad conveniente para medir distancias en el sistema solar y fue usada en la sección #10 sobre las leyes de Kepler. Como en esa sección, aquí tambien todas las distancias serán medidas en UA y los tiempos en años.Con tales unidades, para r1 de la Tierra = 1 UA y el período orbilar es T1 = 1 año. Para Marte, Para Marte (subíndice 2), r2 = 1.523691, T2 = 1.8822.
Como no ir
Primero, la gravedad de la Tierra doblaría la trayectoria de cualquier nave espacial lanzada desde aquí. Para quitar ese factor, asuma que el cohete ha sido ya ubicado en una distante órbita alrededor de la tierra, donde la gravedad de la Tierra es débil y el movimiento orbital lento, permitiendo que no nos preocupemos por esto.En la planificación real de la órbita ellos deben ser tomados en cuenta como una corrección. Aún así, ese cohete está orbitando el sol junto con la Tierra, al cual está ligeramente unido, moviéndose a aproximadamente 30 km/seg. una velocidad que escribiremos como V0. Esto es mucho más rápido que la que necesitamos para alcanzar la órbita de Marte (o la que puedes fácilmente alcanzar los cohetes!). Si lanzamos cuando Marte está más cerca (figura), V0 es transversal a la dirección apuntada, de modo que la nave espacial arrancará en una dirección bastante diferente a la que apunta a Marte--y es seguro que Marte se moverá mucho antes de que éste haya cubierto la distancia interviniente. Esta es la segunda razón. La tercera razón es que el sistema entero
esta
dominado por la gravedad del Sol. Todos los objetos viajan en
órbitas
o trayectorias, las cuales, por las leyes de Kepler son parte de
secciónes
cónicas-en este caso, elipses. En general, éstas son
curvadas.
Además, la dirección en la cual la nave espacial se mueva cuando llegue a Marte, debería facilitar la concordancia de velocidades con Marte. Esto lleva a la llamada Elipse de Translado de Hohmann (órbita de translado), presentada por primera vez en 1925 por el Ingeniero alemán Wolfgang Hohmann. Esto es, una elipse con perihelio P (el punto mas cerca posible del sol) en la órbita de la Tierra, y un afelio A (punto más distante del Sol) en la órbita de Marte (figura). Una elipse de translado similar, entre la órbita baja de la Tierra (digamos, r = 1.1 RE = 1.1 Radio de la Tierra) y la órbita sincrónica a 6.6 RE (ver sección #21a) es usada frecuentemente para inyectar satélites de comunicación en sus órbitas finales. Lanzamos desde Lanzamos desde P dándoles al cohete una velocidad adicional ademas de V0, inyectándolo en la elipse más grande. Marte debería estar en una posición
tal,
relativa a la Tierra al momento del lanzamiento, que alcanza el
punto
A al mismo tiempo que la nave espacial. Para determinar esa
posición
necesitamos saber la duración del vuelo desde P
hasta
A, y ésta es deducida debajo, usando la 3er. ley de
Kepler.
donde T es el período orbital y a el eje semi mayor, la mitad de la longitud de la elipse orbital (a=r en órbitas circulares). La constante es la misma para todos los objetos orbitando el Sol, incluyendo por supuesto La Tierra. Su exacto valor depende de la unidad en la cual T y a son medidos. Ese valor se vuelve muy simple si T es medido en años, y a en UA (como se ha hecho aquí). Insertando la ecuación de la 3er ley el valor para la Tierra da
en nuestras unidades, entonces
Consecuentemente en estas unidades la constante también iguala a 1, y el valor puede ser usado para cualquier planeta. Multiplicando ambos lados de la ecuación por a3 (segunda ley de álgebra)
Esto también se mantiene para cualquier órbita alrededor del Sol, incluyendo la de una nave espacial en una elipse de traslado. La longitud de esa elipse es, en AU,
Ese es el eje mayor de la elipse orbital, y la mitad de su longitud iguala al eje semi mayor a . Por lo tanto
Tomando la raíz cuadrada
Ese es el tiempo para ir desde P hasta
A
y volver a P. El tránsito de un sentido a Marte es
la
mitad de eso, es decir 0.70873 años o aproximadamente
8.5
meses.
¿Donde debería estar Marte al momento del lanzamiento? De acuerdo a los números citados al comienzo de esta sección, Marte tarda 1.8822 años para completar una órbita de 3600. Por lo tanto, asumiento una órbita circular y movimiento uniforme, (una aproximación menos precisa para Marte que para la Tierra), en 0.70873 años debería cubrir
Por lo tanto, lanzamos cuando Marte en su órbita está a 135.5550 de distancia del punto A (dibujo) La próxima sección calcula la velocidad que el cohete debe impartir en al punto P para producir la órbita de translado, y el cambio de velocidad requerido en el punto A para igualar la velocidad de Marte. Este cálculo es mas largo y requiere algo de álgebra. |
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Creada y mantenida por: Dr.
David P. Stern
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(En Inglés por favor).
Traducción al Español por Marina Berti
Ultima actualización 12 Enero 2001