Inserció orbital: diferència entre les revisions

== Desacceleració ==

El primer tipus d'inserció d'òrbita s'utilitza quan es captura en òrbita al voltant d'un cos celeste diferent de la Terra, a causa de l'excés de velocitat de les òrbites de transferència interplanetàries en relació amb les seves òrbites de destinació. Aquest excés de velocitat s'aconsegueix normalment mitjançant un tret de [[coet]] conegut com a crema d'inserció d'òrbita. Per a aquesta maniobra, el motor de la nau espacial s'impulsa en la seva direcció de viatge durant una durada especificada per reduir prou la seva velocitat relativa al cos objectiu per entrar en òrbita.<ref>{{Ref-web|títol=MESSENGER poised for Mercury orbit insertion|url=https://astronomy.com/~/link.aspx?_id=8d44e60f-5911-4e5a-ae09-158e39ad8655|consulta=2021-12-04|llengua=en|nom=NASA|cognom=Headquarters|cognom2=Washington|nom3=D. C. {{!}} Published:|cognom3=Thursday}}</ref> Una altra tècnica, utilitzada quan el cos de destinació té una atmosfera tangible, s'anomena aerocaptura, que pot utilitzar la fricció de l'arrossegament atmosfèric per frenar prou una nau espacial per entrar en òrbita. Això és molt arriscat, però, i mai s'ha provat per a una inserció en òrbita. Generalment, la desacceleració d'inserció de l'òrbita es realitza amb el motor principal de manera que la nau espacial entri en una "òrbita de captura" altament el·líptica i només més tard l'apocentre es pot baixar amb més desacceleracions, o fins i tot utilitzant l'arrossegament atmosfèric de manera controlada, anomenada [[ aerofrenada]], per baixar l'apocentre i circularitzar l'òrbita alhora que es redueix l'ús de combustible a bord. Fins ara, només un grapat de missions de la NASA i l'ESA han realitzat aerofrenada ([[Magellan (nau espacial)|Magellane]], [[Mars Reconnaissance Orbiter]], [[Trace Gas Orbiter]], [[Venus Express]], . ..)<ref>{{ref-web|url=http://trs-new.jpl.nasa.gov/dspace/bitstream/2014/17918/1/99-1368.pdf|website=NASA JPL|títol=AEROBRAKING AT VENUS AND MARS: A COMPARISON OF THE MAGELLAN AND MARS GLOBAL SURVEYOR AEROBRAKING PHASES|url-status=dead|arxiuurl=https://web.archive.org/web/20110807131644/http://trs-new.jpl.nasa.gov/dspace/bitstream/2014/17918/1/99-1368.pdf|arxiudata=2011-08-07}}</ref>

El segon tipus d'inserció d'òrbita s'utilitza per a satèl·lits recentment llançats i altres naus espacials. La majoria dels [[vehicles de llançament]]s espacials que s'utilitzen avui dia només poden llançar una càrrega útil en un rang molt reduït d'òrbites. L'angle relatiu a l'[[equador]] i l'altitud màxima d'aquestes òrbites estan restringits pel [[propulsió de la nau espacial|coet]] i el lloc de llançament utilitzat. Donada aquesta limitació, la majoria de les càrregues útils es llancen primer a una òrbita de transferència, on es requereix una maniobra d'empenta addicional per circular l'òrbita el·líptica que resulta del llançament espacial inicial. La diferència clau entre aquest tipus de maniobra i la inserció d'òrbita transplanetària motoritzada és el canvi significativament menor de velocitat necessari per elevar o circularitzar una òrbita planetària existent, en comparació amb la cancel·lació de la considerable velocitat del creuer interplanetari.