Giro óptimo de la órbita ecuatorial a la polar

Echemos un vistazo a esto. El uso de combustible, de Wikipedia , es

$\Delta{v_i}= {2\sin(\frac{\Delta{i}}{2})\sqrt{1-e^2}\cos(w+f)na \over {(1+e\cos(f))}}$

Suponiendo una órbita 0 e para empezar, esto básicamente se convierte en$sqrt(2)*v$, donde v es la velocidad orbital. Por lo tanto, para una velocidad LEO de alrededor de 7,8 km/s, ¡eso suma bastante combustible!

Creo que la mejor estrategia sería hacer una órbita casi elíptica de escape, configurada para que el$A_n$o$D_n$está en el pico de esa órbita elíptica. Cuando llegue al apoasis, su velocidad será muy pequeña, puede hacer fácilmente el interruptor de inclinación allí para un delta v mínimo. Luego, cuando regrese, se dará la excentricidad correcta. Esto costará una cantidad significativa de combustible aún, pero aún razonable. La velocidad de escape es aproximadamente$sqrt(2)-1$, por lo que duplicar eso le dará un movimiento de combustible efectivo de algo menos que su velocidad orbital. El truco consiste en hacer que la inclinación cambie cuando la órbita casi no se mueve, y eso funciona mejor en alturas orbitales extremas en órbitas muy elípticas.

Por supuesto, estoy bastante seguro de que podrías hacer lo mismo con un sobrevuelo lunar muy inteligente, mucho más rápido. El delta v para hacer un sobrevuelo lunar desde LEO es de aproximadamente 4,1 km/s, en cada sentido.