Mapa de Delta-v
Cuánto cambio de velocidad se necesita para moverse entre la Tierra, la órbita, la Luna, Marte y los asteroides.
ESO/S. Guisard (www.eso.org/~sguisard) (CC BY 4.0)
Mapa de Delta-v
¿Qué es esto? Un mapa de los viajes espaciales. Cada línea representa una etapa del viaje, y su número indica cuánto debe cambiar la velocidad de la nave para volar esa etapa.
Cómo usarlo: Elige un punto de partida y un destino: toca dos puntos en el mapa, utiliza los menús Desde y Hacia o pulsa uno de los botones del viaje.La ruta se ilumina y la barra de presupuesto de combustible suma cada tramo.
Presupuesto de combustible para este viaje
Total delta-v
Desliza hacia los lados para ver el mapa completo.
Los valores son de un solo sentido, ideales para maniobras impulsivas a menos que estén marcadas como típicas.
Prueba esto
- Pulsa "A la órbita" para ir desde la superficie de la Tierra a la órbita baja.Aviso: El primer paso cuesta 9,4 km/s. Ir desde la órbita hasta la superficie de la Luna solo cuesta unos 5,6 km/s más.
- Pulsa "A la Luna", luego "A Marte" y compara los totales.Aviso: Son casi iguales: alrededor de 15,0 y 15,1 km/s, aunque Marte está siempre más de cien veces más lejos que la Luna.Marte tiene aire para frenar cuando aterrizas; la Luna no tiene ninguno, así que cada poco de desaceleración cuesta combustible.
- Planea un viaje desde la superficie de Marte hasta la Tierra.Aviso: La última etapa, hacia la superficie de la Tierra, cuesta 0 km/s: el aire de la Tierra y un escudo térmico hacen el frenado, como lo hicieron para toda la tripulación del Apolo. Subir desde Marte todavía cuesta alrededor de 4.1 km/s.
- Pulse "A la órbita geoestacionaria" y compárelo con ir de la órbita baja de la Tierra a la órbita baja lunar.Aviso: Alcanzar la órbita alta donde se encuentran los satélites de televisión y meteorológicos cuesta aproximadamente lo mismo que llegar a la órbita alrededor de la Luna: unos 3,9 km/s desde la órbita baja de la Tierra en ambos casos.
Las ideas detrás de ella
¿Qué es delta-v?
Piensa en un viaje por carretera: suma cada vez que aceleras y cada vez que frenas: ese total es tu delta-v. En el espacio no hay camino contra el que empujar ni frenos, así que cada cambio de velocidad, hacia arriba o hacia abajo, tiene que venir del motor del cohete, y cada pedacito cuesta combustible.
¿Por qué el paso más difícil es llegar a la órbita?
Estar en órbita no es estar muy alto, sino ir de lado tan rápido que sigues cayendo alrededor de la Tierra en lugar de entrar en ella. Justo por encima del aire eso significa unos 7,8 km/s (unos 28.000 km/h), una vez que da vuelta al planeta en unos 90 minutos. En el camino hacia arriba un cohete también pierde aproximadamente entre 1,5 y 2 km/s luchando contra la gravedad y la resistencia del aire (la rotación de la Tierra le da un poco de retroceso), así que este paso cuesta unos 9,4 km/s.
¿Por qué es más barato aterrizar en Marte que en la Luna?
Marte tiene una atmósfera delgada. Un módulo de aterrizaje golpea ese aire a alta velocidad y su escudo térmico convierte la velocidad en calor; Los paracaídas y una corta quemadura de cohete al final hacen el resto. Así que el mapa cuenta 0 km/s de combustible para cohetes para aterrizar en Marte, pero 1.63 km/s para la Luna sin aire, donde los motores deben hacer todo el frenado. Salir de Marte es otra historia: subir de nuevo a la órbita cuesta unos 4.1 km/s.
¿Qué es el frenado aerodinámico?
Usando el aire de un planeta como freno libre. Una nave espacial se sumerge en la parte superior de la atmósfera, el arrastre la ralentiza y ahorra combustible que de otra manera quemaría. En 2006, el Mars Reconnaissance Orbiter de NASA encogió su órbita de esta manera, con cientos de caídas a través del aire superior de Marte durante unos cinco meses.
¿Por qué cada km/s importa tanto?
Un cohete tiene que llevar su propio combustible, y ese combustible también tiene que ser empujado, así que cada km/s adicional necesita más combustible que el anterior. Es por eso que el Saturno V que envió a los astronautas a la Luna pesaba casi 3000 toneladas al lanzamiento, la mayor parte de él propulsante.
Fuentes: las piernas computadas utilizan fórmulas orbitales estándar de dos cuerpos con NASA/JPL datos planetarios (scripts/build-deltav.mjs); piernas típicas del artículo sobre el presupuesto Delta-v en Wikipedia y sus referencias citadas. masa de lanzamiento Saturn V: NASA. frenado aerodinámico del Mars Reconnaissance Orbiter: NASA/JPL.
Digamos "delta vee", que significa "cambio de velocidad": cuánto debe acelerar, desacelerar o cambiar de dirección una nave espacial. Funciona como un presupuesto de combustible para un viaje, medido en kilómetros por segundo (km/s).
Más en el glosario →La trayectoria de algo que sigue cayendo alrededor de un planeta o estrella sin golpearlo, porque se está moviendo lateralmente lo suficientemente rápido.
Más en el glosario →Una órbita justo por encima del aire, a unos cientos de kilómetros de altura, donde vuela la Estación Espacial Internacional, dando una vuelta alrededor de la Tierra en unos 90 minutos.
Una órbita alta, 35.786 km por encima del ecuador, donde un viaje alrededor de la Tierra dura tanto como una vuelta a la Tierra (poco menos de 24 horas) Un satélite allí parece estar colgado inmóvil en el cielo, por lo que los satélites de televisión y meteorológicos lo utilizan.
Una órbita estirada que solía llevarnos de un lugar a otro, como una carretera de desvío en la autopista: solo pasas por ella; no te quedas allí.
Utilizando el aire de un planeta como freno libre, la nave espacial se sumerge en la parte superior de la atmósfera y la resistencia del aire la ralentiza, ahorrando combustible. El precio es calor, por lo que necesita un escudo térmico o muchas pasadas suaves.
La forma más económica de moverse entre dos órbitas circulares: un empujón para iniciar una trayectoria ovalada que apenas toca la nueva órbita, y un segundo empujón cuando llegas allí.
Más en el glosario →Tabla de datos (texto alternativo)
| Desde | To | → | ← | Cómo se resolvió |
|---|---|---|---|---|
| Superficie de la Tierra | Órbita terrestre baja (200 km) | 9,4 km/s | 0 km/s (Puede usar el frenado aerodinámico) | Típico (publicado): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesLanzamiento a órbita: alrededor de 7,8 km/s de velocidad orbital más pérdidas por gravedad y resistencia al aire. |
| Órbita terrestre baja (200 km) | Órbita de transferencia geoestacionaria | 2,45 km/s | 2,45 km/s (Puede usar el frenado aerodinámico) | calculado (ideal): Hohmann perigee burn, 200 km to 35,786 km altitude, equatorial |
| Órbita de transferencia geoestacionaria | Órbita geoestacionaria | 1,48 km/s | 1,48 km/s | calculado (ideal): Hohmann apogee burn, no plane changeDesde un sitio de lanzamiento alejado del ecuador, también cambiar la inclinación de la órbita añade unos pocos cientos de metros por segundo. |
| Órbita terrestre baja (200 km) | Escape de la Tierra | 3,22 km/s | 3,22 km/s (Puede usar el frenado aerodinámico) | calculado (ideal): Escape speed minus circular speed at 200 km |
| Órbita terrestre baja (200 km) | Traslado a la Luna | 3,13 km/s | 3,13 km/s (Puede usar el frenado aerodinámico) | calculado (ideal): Raise apogee to the Moon's mean distance |
| Traslado a la Luna | Órbita lunar baja (100 km) | 0,82 km/s | 0,82 km/s | calculado (ideal): Patched conic capture into a 100 km lunar orbit |
| Órbita lunar baja (100 km) | Superficie de la luna | 1,63 km/s | 1,63 km/s | calculado (ideal): Circular speed at 100 km (ideal, no gravity losses; real landings need more) |
| Órbita terrestre baja (200 km) | Traslado a Marte | 3,61 km/s | 3,61 km/s (Puede usar el frenado aerodinámico) | calculado (ideal): Earth-Mars Hohmann departure from 200 km, Oberth effect included |
| Traslado a Marte | Órbita baja de Marte (300 km) | 2,09 km/s (Puede usar el frenado aerodinámico) | 2,09 km/s | calculado (ideal): Capture into a 300 km circular Mars orbit |
| Órbita baja de Marte (300 km) | Superficie de Marte | 0 km/s (Puede usar el frenado aerodinámico) | 4,1 km/s | Típico (publicado): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesEl aterrizaje utiliza principalmente la atmósfera (escudo térmico y paracaídas); el ascenso de vuelta a la órbita es el valor típico publicado. |
| Órbita terrestre baja (200 km) | Asteroide cercano a la Tierra (Bennu) | 4,11 km/s | 4,11 km/s (Puede usar el frenado aerodinámico) | calculado (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 |
| Órbita terrestre baja (200 km) | Órbita de Ceres | 9,48 km/s | 9,48 km/s (Puede usar el frenado aerodinámico) | calculado (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 |
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