Orbitas de Hohmann

Supongamos que queremos enviar una nave espacial desde la órbita de un planeta a la de otro o bien, elevar un satélite de comunicaciones desde una órbita circular ecuatorial de baja altura a otra órbita coplanar y circular de mayor altura.

Para economizar el combustible, es necesario que la nave espacial siga una trayectoria semielíptica denominada órbita de transferencia de Hohmann para lo que es necesario proporcionarle dos impulsos:
1. En el punto A cuando la nave espacial pasa de la órbita circular interior a la órbita de transferencia.
2. En la posición B, cuando la nave espacial pasa de la órbita de transferencia a la órbita circular exterior.

Para definir la órbita de transferencia de Hohmann se va a suponer que:
- El planeta de partida, la Tierra, está en una órbita circular (azul en la figura).
- El planeta de destino, Marte, está en una órbita circular (roja en la figura).
- Las órbitas son coplanarias.

La órbita de Hohmann es la mitad 2-->3 de una órbita elíptica que es tangente a la de partida y a la de destino. La maniobra se inicia con una ignición de los cohetes de la nave en la órbita de partida, necesaria para acelerar y pasar a la órbita elíptica de transferencia. Una vez que entra en la órbita elíptica, la gravedad del Sol conduce a la nave hasta el otro planeta. Al llegar a él,a Marte en el ejemplo, si se desea que la nave lo orbite, debe frenar. Para eso la nave puede usar sus propios cohetes, o la atmósfera del planeta, hasta alcanzar una órbita planetaria estable. Si no se frenara, la nave seguiría el trayecto 3-->1 y volvería al punto de partida.

En el punto 2 la nave ya tiene cierta velocidad, la necesaria para seguir a la Tierra en su movimiento alrededor del Sol, por tanto los cohetes deben suministrar un aumento de la velocidad que se denominará aquí ΔVperiapsis. Para detenerse en la órbita del planeta de destino, los cohetes deben frenar hasta la velocidad adecuada para la órbita de Marte, y deben suministrar lo que se llamará ΔVapoapsis .