Dalam astronautika dan rekayasa kedirgantaraan, transfer bi-eliptik adalah sebuah manuver orbital pesawat ruang angkasa yang bergerak dari satu orbit ke yang lain dan kadang-kadang membutuhkan kurang delta-v daripada transfer manuver Hohmann.
Transfer bi-elips terdiri dari dua setengah orbit elips. Dari orbit awal, membakar pertama mengeluarkan lebih delta-v untuk meningkatkan pesawat ruang angkasa ke orbit transfer pertama dengan apoapsis di beberapa titik r_b jauh dari badan pusat. Pada titik ini membakar kedua mengirimkan pesawat ruang angkasa ke orbit elips kedua dengan periapsis pada radius orbit akhir yang diinginkan, di mana luka bakar ketiga dilakukan, menyuntikkan pesawat ruang angkasa ke orbit yang diinginkan.
Sementara mereka membutuhkan satu lagi mesin membakar dari transfer Hohmann dan umumnya membutuhkan waktu tempuh yang lebih besar, beberapa transfer bi-elips memerlukan jumlah yang lebih rendah dari total delta-v daripada transfer Hohmann ketika rasio akhir untuk awal sumbu semi-mayor adalah 11.94 atau lebih, tergantung pada sumbu semi-mayor menengah yang dipilih.[1]
Ary Sternfeld tahun 1934 pertama menerbitkan gagasan transfer lintasan bi-elips.[2]
Referensi
- ↑ Vallado, David Anthony (2001). Fundamentals of Astrodynamics and Applications. Springer. hlm. 318. ISBN 0-7923-6903-3.
- ↑
Sternfeld, Ary J.[sic] (1934-02-12), "Sur les trajectoires permettant d'approcher d'un corps attractif central à partir d'une orbite keplérienne donnée" [On the allowed trajectories for approaching a central attractive body from a given Keplerian orbit], Comptes rendus de l'Académie des sciences (dalam bahasa French), 198 (1), Paris: 711–713
{{citation}}: Parameter tidak dikenal|month=diabaikanPemeliharaan CS1: Bahasa yang tidak diketahui (link) Pemeliharaan CS1: Banyak nama: daftar penulis (link) Pemeliharaan CS1: Nama numerik: daftar penulis (link) Pemeliharaan CS1: Tanda baca tambahan (link) Pemeliharaan CS1: Tanggal dan tahun (link)
