Carte Delta-v
Combien de changement de vitesse est nécessaire pour se déplacer entre la Terre, l'orbite, la Lune, Mars et les astéroïdes.
ESO/S. Guisard (www.eso.org/~sguisard) (CC BY 4.0)
Carte Delta-v
Total delta-v
Étapes
Les valeurs sont à sens unique, les manœuvres impulsives idéales sauf marquées typiques.Les missions réelles ajoutent des pertes et des changements d'avion.
Tableau de données (texte alternatif)
| From | To | → | ← | Comment cela a été fait |
|---|---|---|---|---|
| Surface de la Terre | Orbite terrestre basse (200 km) | 9,4 km/s | 0 km/s (Peut utiliser le freinage aérodynamique) | Typique (publié): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesLancement sur orbite: environ 7,8 km/s de vitesse orbitale plus les pertes dues à la gravité et à la traînée aérienne. |
| Orbite terrestre basse (200 km) | Orbite de transfert géostationnaire | 2,45 km/s | 2,45 km/s (Peut utiliser le freinage aérodynamique) | calculé (idéal): Hohmann perigee burn, 200 km to 35,786 km altitude, equatorial |
| Orbite de transfert géostationnaire | Orbite géostationnaire | 1,48 km/s | 1,48 km/s | calculé (idéal): Hohmann apogee burn, no plane changeDepuis un site de lancement éloigné de l'équateur, le changement d'inclinaison de l'orbite ajoute également quelques centaines de mètres par seconde. |
| Orbite terrestre basse (200 km) | Évasion de la Terre | 3,22 km/s | 3,22 km/s (Peut utiliser le freinage aérodynamique) | calculé (idéal): Escape speed minus circular speed at 200 km |
| Orbite terrestre basse (200 km) | Transfert à la Lune | 3,13 km/s | 3,13 km/s (Peut utiliser le freinage aérodynamique) | calculé (idéal): Raise apogee to the Moon's mean distance |
| Transfert à la Lune | Orbite lunaire basse (100 km) | 0,82 km/s | 0,82 km/s | calculé (idéal): Patched conic capture into a 100 km lunar orbit |
| Orbite lunaire basse (100 km) | Surface de la Lune | 1,63 km/s | 1,63 km/s | calculé (idéal): Circular speed at 100 km (ideal, no gravity losses; real landings need more) |
| Orbite terrestre basse (200 km) | Transfert à Mars | 3,61 km/s | 3,61 km/s (Peut utiliser le freinage aérodynamique) | calculé (idéal): Earth-Mars Hohmann departure from 200 km, Oberth effect included |
| Transfert à Mars | Orbite basse de Mars (300 km) | 2,09 km/s (Peut utiliser le freinage aérodynamique) | 2,09 km/s | calculé (idéal): Capture into a 300 km circular Mars orbit |
| Orbite basse de Mars (300 km) | Surface de Mars | 0 km/s (Peut utiliser le freinage aérodynamique) | 4,1 km/s | Typique (publié): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesL'atterrissage utilise principalement l'atmosphère (bouclier thermique et parachutes); la remontée sur orbite est la valeur typique publiée. |
| Orbite terrestre basse (200 km) | Astéroïde géocroiseur (Bennu) | 4,11 km/s | 4,11 km/s (Peut utiliser le freinage aérodynamique) | calculé (idéal): Heliocentric Hohmann 1 au to Bennu's semi-major axis, coplanar (ignores its 6 degree inclination and its eccentricity); departure from 200 km LEO |
| Orbite terrestre basse (200 km) | Orbite de Cérès | 9,48 km/s | 9,48 km/s (Peut utiliser le freinage aérodynamique) | calculé (idéal): 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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