![cover image](https://wikiwandv2-19431.kxcdn.com/_next/image?url=https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/d/df/Hohmann_transfer_orbit.svg/languk-640px-Hohmann_transfer_orbit.svg.png&w=640&q=50)
Гоманівська траєкторія
еліптична орбіта для переходу між двома іншими орбітами / З Вікіпедії, безкоштовно encyclopedia
Гоманівська траєкторія — в небесній механіці еліптична орбіта, використовувана для переходу між двома іншими орбітами, що лежать зазвичай в одній площині. У найпростішому випадку вона перетинає ці дві орбіти в апоцентрі і перицентрі[1]. Орбітальний маневр для переходу складається з двох імпульсів роботи двигуна на розгін — для входу на гоманівську траєкторію і для сходження з неї. Названа на честь німецького вченого Вальтера Гомана, який у 1925 році описав її в своїй книзі[2]. На Гомана справила значний вплив книга 1897 року «На двох планетах» письменника-фантаста Курда Лассвіца. Цю саму траєкторію запропонували незалежно радянські вчені Володимир Вєтчинкін і Фрідріх Цандер[3].
![Thumb image](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/d/df/Hohmann_transfer_orbit.svg/640px-Hohmann_transfer_orbit.svg.png)
Гоманівська траєкторія теоретично розраховується для двох імпульсних (умовно миттєвих) приростів швидкості. Однак, оскільки час роботи двигуна (потрібний для набрання відповідного приросту швидкості) відрізняється від нуля, то імпульс має бути якомога коротшим; відповідно, потрібно застосовувати двигуни з великою тягою. Якщо ж космічний апарат оснащено тільки двигунами малої тяги, то для виконання переходу гоманівською траєкторією знадобляться декілька увімкнень двигуна, що різко знизить енергетичну вигоду такого переходу (потрібне збільшення швидкості складе до 141 % від двоімпульсного маневру).
Для гоманівської траєкторії кутова дальність (кут між променями, проведеними з точки O в початкову та кінцеву точки траєкторії) дорівнює 180°. Якщо вона менша від 180°, траєкторію називають траєкторією першого піввитка, або типу 1, а якщо більша — траєкторією другого піввитка, або типу 2.
Гоманівські орбіти є найекономнішими двоімпульсними маневрами за затратами палива, але при цьому не забезпечують мінімального часу перельоту[4]. Менший час можливий за здійснення енерговитратного гіперболічного перельоту.
За деяких співвідношень параметрів між початковою і кінцевою орбітами (великі півосі відрізняються в 12 або більше разів) існує трохи економічніший за витратами палива (на частки відсотків бюджету Δv), триімпульсний орбітальний маневр, у ході якого послідовно використовуються дві еліптичні перехідні орбіти. Проте цей маневр є значно тривалішим і для отримання значущої економії вимагає на два порядки більше часу, ніж гоманівська траєкторія (наприклад, кілька тисяч років під час польотів від Землі до зовнішніх планет, порівняно з десятками років для гоманівської орбіти).[5]