Mapa Delta- v
Quant canvi de velocitat es necessita per moure' s entre la Terra, l' òrbita, la Lluna, Mart i els asteroides.
ESO/S. Guisard (www.eso.org/~sguisard) (CC BY 4.0)
Mapa Delta- v
Què és això? Un mapa de viatges espacials. Cada línia és una etapa d' un viatge, i el seu número indica quant ha de canviar la velocitat d' una nau espacial per volar aquesta etapa. Suma les etapes i obtindràs el pressupost de combustible del viatge.
Com usar-lo: Escolliu un inici i una destinació: premeu dos punts al mapa, useu els menús Des de i A, o premeu un dels botons de viatge. La ruta s' il· luminarà i la barra del pressupost de combustible sumarà cada etapa.
Pressupost de combustible per aquest viatge
Delta- v total
Desplaça' t cap als costats per veure el mapa sencer.
Els valors són maniobres impulsives d'una via, ideals a menys que estiguin marcades com típiques. Les missions reals sumen pèrdues i canvis d'avió.
Prova això.
- Premeu "A l' òrbita" per anar de la superfície terrestre a l' òrbita baixa terrestre.Nota: Aquest primer pas costa 9,4 km/s. Anar des de l'òrbita fins a la superfície lunar només costa uns 5,6 km/s més.
- Premeu "A la Lluna", després "A Mart", i compareu els totals.Nota: They are almost the same: about 15.0 and 15.1 km/s, even though Mars is always more than a hundred times farther away than the Moon. Mars has air to brake with when you land; the Moon has none, so every bit of slowing down costs fuel.
- Planifica un viatge des de la superfície de Mart fins a la Terra.Nota: The last leg, down to Earth's surface, costs 0 km/s: Earth's air and a heat shield do the braking, as they did for every Apollo crew. Climbing off Mars still costs about 4.1 km/s.
- Premeu "A l' òrbita geoestacionària" i compareu- ho amb anar des de l' òrbita baixa de la Terra a l' òrbita baixa lunar.Nota: Arribar a l'òrbita alta on es troben els satèl·lits de televisió i meteorològics costa aproximadament el mateix que arribar a l'òrbita al voltant de la Lluna: uns 3,9 km/s des de l'òrbita baixa de la Terra en ambdós casos.
Les idees darrere d'això
Què és delta-v?
Penseu en un viatge per carretera. Suma cada vegada que accelereu i cada vegada que freneu: aquest total és el vostre delta- v. A l' espai no hi ha cap camí contra el qual empènyer ni frens, de manera que cada canvi de velocitat, amunt o avall, ha de venir del motor de coet, i cada part d' això costa combustible.
Per què arribar a l'òrbita és el pas més difícil?
Being in orbit is not about being high up. It is about going sideways so fast that you keep falling around Earth instead of into it. Just above the air that means about 7.8 km/s (about 28,000 km/h), once round the planet in about 90 minutes. On the way up a rocket also loses roughly 1.5 to 2 km/s fighting gravity and air drag (Earth's spin gives a little back), so this one step costs about 9.4 km/s.
Per què és més barat aterrar a Mart que aterrar a la Lluna?
Mars has a thin atmosphere. A lander hits that air at high speed and its heat shield turns the speed into heat; parachutes and a short rocket burn at the end do the rest. So the map counts 0 km/s of rocket fuel for landing on Mars, but 1.63 km/s for the airless Moon, where engines must do all the braking. Leaving Mars is another story: climbing back up to orbit costs about 4.1 km/s.
Què és l'aerofrenatge?
Utilitzant l' aire d' un planeta com a fre lliure. Una nau espacial s' enfonsa en la part superior de l' atmosfera, el rebuig l' alentix i estalvia combustible que d' altra manera cremaria. En 2006 NASAEl Mars Reconnaissance Orbiter va reduir la seva òrbita d'aquesta manera, amb centenars de caigudes a través de l'aire superior de Mart durant uns cinc mesos.
Per què cada km/s importa tant?
Un coet ha de portar el seu propi combustible, i aquest combustible també s' ha d' empènyer. Així que cada km/ s addicional necessita més combustible que l' anterior. Per això el Saturn V que va enviar astronautes a la Lluna pesava gairebé 3000 tones en el llançament, la majoria del qual era propel·lent.
Fonts: les cames computades utilitzen fórmules òrbites estàndard de dos cossos amb NASA/JPL planet data (scripts/build-deltav.mjs); cames típiques de l'article del pressupost Delta-v a la Viquipèdia i les seves referències citades. Massa de llançament Saturn V: NASA. Aerofrenat del Mars Reconnaissance Orbiter: NASA/JPL.
Digueu "delta vee". Significa "canvi de velocitat": quant ha d' accelerar, alentir o canviar de direcció una nau espacial. Funciona com un pressupost de combustible per a un viatge, mesurat en quilòmetres per segon (km/ s).
Més en el glossari →El camí d'alguna cosa que segueix caient al voltant d'un planeta o estrella sense mai colpejar-lo, perquè es mou de costat prou ràpid.
Més en el glossari →An orbit just above the air, a few hundred kilometres up. The International Space Station flies there, going once round Earth in about 90 minutes.
A high orbit, 35,786 km above the equator, where one trip round Earth takes as long as one turn of Earth (just under 24 hours). A satellite there seems to hang still in the sky, which is why TV and weather satellites use it.
Una òrbita estirada que s' usava per anar d' un lloc a un altre, com una carretera de desviació d' autopista. Només passeu pel costat; no us hi quedeu.
Utilitzant l' aire d' un planeta com a fre lliure. La nau espacial s' enfonsa en la part superior de l' atmosfera i la resistència de l' aire l' alenteix, estalviant combustible. El preu és calor, per tant necessita un escut tèrmic o moltes passades suaus.
La manera més eficient de moure' s entre dues òrbites circulars: premeu una vegada per iniciar un camí oval que toqui la nova òrbita, i premeu una segona vegada quan hi arribeu.
Més en el glossari →Taula de dades (alternativa de text)
| Des de | Dos | → | ← | Com es va resoldre |
|---|---|---|---|---|
| Superfície terrestre | Òrbita baixa de la Terra (200 km) | 9,4 km/s | 0 km/s (pot usar frenada aerodinàmica) | típic (publicat): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesLlançament a òrbita: uns 7,8 km/s de velocitat orbital més pèrdues per gravetat i resistència a l'aire. |
| Òrbita baixa de la Terra (200 km) | Òrbita de transferència geoestacionària | 2,45 km/s | 2,45 km/s (pot usar frenada aerodinàmica) | calculat (ideal): Hohmann perigee burn, 200 km to 35,786 km altitude, equatorial |
| Òrbita de transferència geoestacionària | Òrbita geoestacionària | 1,48 km/s | 1,48 km/s | calculat (ideal): Hohmann apogee burn, no plane changeDes d'un lloc de llançament lluny de l'equador, també canviant la inclinació de l'òrbita afegeix uns quants centenars de metres per segon. |
| Òrbita baixa de la Terra (200 km) | Escapada a la Terra | 3,22 km/s | 3,22 km/s (pot usar frenada aerodinàmica) | calculat (ideal): Escape speed minus circular speed at 200 km |
| Òrbita baixa de la Terra (200 km) | Transferència a la Lluna | 3,13 km/s | 3,13 km/s (pot usar frenada aerodinàmica) | calculat (ideal): Raise apogee to the Moon's mean distance |
| Transferència a la Lluna | Òrbita lunar baixa (100 km) | 0,82 km/s | 0,82 km/s | calculat (ideal): Patched conic capture into a 100 km lunar orbit |
| Òrbita lunar baixa (100 km) | Superfície lunar | 1,63 km/s | 1,63 km/s | calculat (ideal): Circular speed at 100 km (ideal, no gravity losses; real landings need more) |
| Òrbita baixa de la Terra (200 km) | Transferència a Mart | 3,61 km/s | 3,61 km/s (pot usar frenada aerodinàmica) | calculat (ideal): Earth-Mars Hohmann departure from 200 km, Oberth effect included |
| Transferència a Mart | Òrbita baixa de Mart (300 km) | 2,09 km/s (pot usar frenada aerodinàmica) | 2,09 km/s | calculat (ideal): Capture into a 300 km circular Mars orbit |
| Òrbita baixa de Mart (300 km) | Superfície de Mart | 0 km/s (pot usar frenada aerodinàmica) | 4,1 km/s | típic (publicat): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesL'aterratge utilitza principalment l'atmosfera (escut de calor i paracaigudes); l'ascensió de tornada a l'òrbita és el valor típic publicat. |
| Òrbita baixa de la Terra (200 km) | Asteroide proper a la Terra (Bennu) | 4,11 km/s | 4,11 km/s (pot usar frenada aerodinàmica) | calculat (ideal): Heliocentric Hohmann 1 au to Bennu's semi-major axis, coplanar (ignores its 6 degree inclination and its eccentricity); departure from 200 km LEO |
| Òrbita baixa de la Terra (200 km) | Òrbita de Ceres | 9,48 km/s | 9,48 km/s (pot usar frenada aerodinàmica) | calculat (ideal): Heliocentric Hohmann 1 au to Ceres, coplanar (ignores its 10.6 degree inclination); departure from 200 km LEO, capture into a 200 km Ceres orbit |
Les eines i lliçons usen models simplificats només per a l' aprenentatge. No s' han d' usar per a la navegació, planificació de missions o qualsevol decisió operativa. Els certificats són lliures i no acreditats. Llegiu la desresponsabilització del contingut educatiu