Órbita de transferencia de Hohmann: definición y eficiencia en mecánica orbital

Órbita de transferencia de Hohmann: guía clara sobre su eficiencia en mecánica orbital y cómo maximiza el ahorro de combustible en misiones espaciales.

Autor: Leandro Alegsa

12-03-2026 21:10

En mecánica orbital, una órbita de transferencia de Hohmann mueve una nave espacial entre dos alturas orbitales mediante una trayectoria elíptica que toca a ambas órbitas circulares. Es el método más eficiente en cuanto a consumo de combustible para transferencias entre órbitas circulares coplanares y con quemaduras impulsivas, ya que la nave no intenta escapar completamente de la gravedad del cuerpo central, sino que realiza dos maniobras puntuales para cambiar energía y momento angular.

Cómo funciona

El procedimiento habitual consta de dos impulsos (quemaduras):

Primer impulso (Δv1): en la órbita inicial se incrementa la velocidad para cambiar de una órbita circular a una órbita elíptica de transferencia cuyo perigeo coincide con la órbita inicial (r1) y cuyo apogeo coincide con la órbita final (r2).
Segundo impulso (Δv2): al alcanzar el apogeo de la elipse se aplica una segunda quemadura para circularizar la trayectoria y quedar en la órbita final.

Cálculo del Δv

Si μ es la constante gravitatoria del cuerpo central y r1, r2 son los radios de las órbitas circulares inicial y final (r2 > r1), la semieje mayor de la órbita de transferencia es a = (r1 + r2)/2. Las velocidades relevantes son:

Velocidad circular en r1: v_c1 = sqrt(μ / r1)
Velocidad circular en r2: v_c2 = sqrt(μ / r2)
Velocidad en el perigeo de la elipse (en r1): v_p = sqrt( μ * (2/r1 - 1/a) )
Velocidad en el apogeo de la elipse (en r2): v_a = sqrt( μ * (2/r2 - 1/a) )

Las magnitudes de los impulsos son:

Δv1 = |v_p - v_c1| (aumentar velocidad en perigeo)
Δv2 = |v_c2 - v_a| (ajuste en apogeo para circularizar)

El Δv total mínimo de la transferencia de Hohmann es Δv = Δv1 + Δv2. Bajo las hipótesis mencionadas (órbitas circulares coplanares y quemaduras impulsivas), este Δv es mínimo entre todas las transferencias que solo usan dos impulsos.

Ventajas y limitaciones

Ventajas: máxima eficiencia en Δv para transferencias entre órbitas circulares coplanares; implementación simple y ampliamente utilizada (por ejemplo, LEO → GEO en conceptos básicos).
Limitaciones:
- No es rápida: requiere tiempo de transferencia (la nave coastea a lo largo de la elipse), por lo que no es óptima cuando el tiempo es crítico.
- Requiere alineación de fase adecuada para encuentros y lanzamientos interplanetarios; hay ventanas de lanzamiento.
- No contempla cambios de plano eficientemente; combinar cambio de plano con transferencia puede requerir más Δv o maniobras adicionales.
- Para sistemas de propulsión de empuje bajo y continuo (por ejemplo, motores iónicos) u órbitas no circulares/no coplanares, otras trayectorias de baja energía o maniobras continuas pueden ser más eficientes.

Aplicaciones prácticas

La órbita de transferencia de Hohmann se usa como referencia en planificación de misiones: desde cambios de altitud alrededor de la Tierra hasta aproximaciones simplificadas de transferencias interplanetarias entre órbitas casi circulares y coplanares (por ejemplo, posiciones medias de planetas). En la práctica se ajustan las soluciones para tener en cuenta excentricidades, inclinaciones y maniobras con múltiples impulsos o asistencia gravitatoria cuando conviene.

En resumen, la órbita de transferencia de Hohmann es una solución sencilla y de mínimo consumo de combustible para transferencias entre órbitas circulares coplanares con quemaduras impulsivas, aunque su uso efectivo exige considerar tiempos de transferencia, alineamientos y las limitaciones de la configuración de la misión.

Una simulación de una órbita de transferencia de Hohmann

Cálculo

Suponiendo que la masa de la nave es mucho menor que la del planeta en órbita, las dos velocidades, Δ v 1 {\displaystyle \Delta v_{1}} $\Delta v_{1}$ y Δ v 2 {\displaystyle \Delta v_{2}} $\Delta v_{2}$ pueden ser resueltos como:

Δ v 1 = M G r 1 ( 2 r 2 r 1 + r 2 - 1 ) , {\displaystyle \Delta v_{1}={sqrt {\frac {MG}{r_{1}}}}}left({\sqrt {\frac {2r_{2}}{r_{1}+r_{2}}}}-1\\ right),}

$\Delta v_{1}={\sqrt {\frac {MG}{r_{1}}}}\left({\sqrt {\frac {2r_{2}}{r_{1}+r_{2}}}}-1\right),$

Δ v 2 = M G r 2 ( 1 - 2 r 1 r 1 + r 2 ) , {\displaystyle \Delta v_{2}={sqrt {\frac {MG}{r_{2}}}}}left(1-{sqrt {2r_{1}+r_{2}}}}},\right),}

$\Delta v_{2}={\sqrt {\frac {MG}{r_{2}}}}\left(1-{\sqrt {\frac {2r_{1}}{r_{1}+r_{2}}}}\,\,\right),$

donde

M {\displaystyle M} $M$ es la masa del planeta,

G {\displaystyle G} $G$ es la constante gravitacional universal, y

r 1 {\displaystyle r_{1}} $r_{1}$ y r 2 {\displaystyle r_{2}} $r_{2}$ son las distancias inicial y final al centro del planeta.

Aplicaciones

Los satélites pueden ser trasladados a su altura adecuada mediante una órbita de transferencia de Hohmann.
Para llegar a la Luna se utiliza una órbita de transferencia lunar (LTO).
La red de transporte interplanetario utiliza más de un cuerpo y requiere menos cambios de velocidad y, por tanto, menos combustible.

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