Peta Delta-v
Berapa banyak perubahan kecepatan yang diperlukan untuk bergerak antara Bumi, orbit, Bulan, Mars dan asteroid.
ESO/S. Guisard (www.eso.org/~sguisard) (CC BY 4.0)
Peta Delta-v
Apa ini? Peta perjalanan luar angkasa. Setiap garis adalah satu bagian dari perjalanan, dan nomornya menunjukkan berapa banyak pesawat ruang angkasa harus mengubah kecepatannya untuk terbang pada bagian itu. Tambahkan bagian-bagiannya dan Anda akan mendapatkan anggaran bahan bakar perjalanan.
Bagaimana cara menggunakannya: Pilih titik awal dan tujuan: tekan dua titik di peta, gunakan menu Dari dan Ke, atau tekan salah satu tombol perjalanan. Rutenya menyala dan bar anggaran bahan bakar menambahkan setiap bagian.
Anggaran bahan bakar untuk perjalanan ini
Total delta-v
Seret ke samping untuk melihat seluruh peta.
Nilai adalah satu arah, ideal manuver impulsif kecuali ditandai biasa misi nyata menambahkan kerugian dan perubahan pesawat.
Coba ini
- Tekan "To orbit" untuk pergi dari permukaan Bumi ke orbit rendah Bumi.Peringatan: Langkah pertama itu membutuhkan biaya 9,4 km/detik. Melanjutkan dari orbit sepanjang jalan ke permukaan Bulan hanya memerlukan sekitar 5,6 km/detik lebih banyak.
- Tekan "Ke Bulan", kemudian "Ke Mars", dan bandingkan totalnya.Peringatan: Kecepatan mereka hampir sama: sekitar 15,0 dan 15,1 km/detik, meskipun Mars selalu lebih dari seratus kali lebih jauh daripada Bulan. Mars memiliki udara untuk rem ketika Anda mendarat; Bulan tidak memilikinya, sehingga setiap sedikit memperlambat biaya bahan bakar.
- Merencanakan perjalanan dari permukaan Mars kembali ke permukaan Bumi.Peringatan: Jalur terakhir, turun ke permukaan Bumi, biaya 0 km/s: Udara bumi dan perisai panas melakukan pengereman, seperti yang mereka lakukan untuk setiap kru Apollo. Memanjat dari Mars masih membutuhkan biaya sekitar 4.1 km/s.
- Tekan "Ke orbit geostasioner" dan bandingkan dengan pergi dari orbit Bumi rendah ke orbit bulan rendah.Peringatan: Mencapai orbit tinggi di mana satelit TV dan cuaca duduk biaya sekitar sama dengan mencapai orbit di sekitar Bulan: sekitar 3,9 km / s dari orbit Bumi rendah dalam kedua kasus.
Ide di baliknya
Apa itu delta-v?
Pikirkan perjalanan jalanan. tambahkan setiap kali anda mempercepat dan setiap kali anda rem: totalnya adalah delta-v anda. di luar angkasa tidak ada jalan untuk menekan dan tidak ada rem, jadi setiap perubahan kecepatan, naik atau turun, harus datang dari mesin roket, dan setiap bagian dari itu membutuhkan bahan bakar.
Mengapa mendapatkan orbit adalah langkah tersulit?
Menjadi di orbit bukan tentang menjadi tinggi. Ini tentang pergi ke sisi begitu cepat bahwa Anda terus jatuh di sekitar Bumi bukannya masuk ke dalamnya. Tepat di atas udara itu berarti sekitar 7.8 km/s (sekitar 28,000 km/h), sekali mengelilingi planet dalam sekitar 90 menit. Dalam perjalanan ke atas roket juga kehilangan kira-kira 1.5 hingga 2 km/s melawan gravitasi dan tarikan udara (spin Bumi memberikan sedikit kembali), sehingga satu langkah ini membutuhkan biaya sekitar 9.4 km/s.
Mengapa pendaratan di Mars lebih murah daripada pendaratan di Bulan?
Mars memiliki atmosfer tipis. Pendarat menabrak udara dengan kecepatan tinggi dan perisai panasnya mengubah kecepatan menjadi panas; parasut dan roket pendek terbakar di akhir melakukan sisanya. Jadi peta menghitung 0 km/detik bahan bakar roket untuk mendarat di Mars, tetapi 1.63 km/detik untuk Bulan tanpa udara, dimana mesin harus melakukan semua pengereman. Meninggalkan Mars adalah cerita lain: naik kembali ke orbit membutuhkan biaya sekitar 4.1 km/detik.
Apa itu aerobraking?
Menggunakan udara planet sebagai rem bebas. Sebuah pesawat ruang angkasa menyelam ke bagian atas atmosfer yang tipis, daya tarik memperlambatnya, dan menghemat bahan bakar yang akan terbakar. Pada tahun 2006 NASA Mars Reconnaissance Orbiter mengurangi orbitnya dengan cara ini, dengan ratusan penyelaman melalui udara atas Mars selama sekitar lima bulan.
Mengapa setiap km / s begitu penting?
Roket harus membawa bahan bakarnya sendiri, dan bahan bakar itu juga harus didorong. Jadi setiap km/detik tambahan membutuhkan lebih banyak bahan bakar daripada sebelumnya. Itulah mengapa Saturnus V yang mengirim astronot ke Bulan beratnya hampir 3000 ton pada peluncuran, sebagian besar propelan.
Sumber: kaki yang dihitung menggunakan rumus orbit dua-badan standar dengan NASA/JPL planet data (scripts/build-deltav.mjs); kaki khas dari artikel anggaran Delta-v di Wikipedia dan referensi yang disebutkannya. NASAMars Reconnaissance Orbiter aerobraking: NASAJPL.
Katakan "delta vee". Ini berarti "perubahan kecepatan": seberapa banyak pesawat ruang angkasa harus mempercepat, memperlambat atau mengubah arah. Ini bekerja seperti anggaran bahan bakar untuk perjalanan, diukur dalam kilometer per detik (km/s).
Lebih dalam glosari →Jalur dari sesuatu yang terus jatuh di sekitar planet atau bintang tanpa pernah menabraknya, karena bergerak ke samping cukup cepat.
Lebih dalam glosari →Orbit di atas udara, beberapa ratus kilometer Stasiun Luar Angkasa Internasional terbang ke sana, melakukan satu putaran Bumi dalam waktu sekitar 90 menit.
Orbit tinggi, 35.786 km di atas khatulistiwa, dimana satu perjalanan mengelilingi Bumi membutuhkan waktu sepanjang satu putaran bumi (hanya kurang dari 24 jam).Satelit di sana tampaknya tetap tergantung di langit, itulah mengapa satelit TV dan cuaca menggunakannya.
Sebuah orbit yang panjang, bergerak dari satu tempat ke tempat lain seperti sebuah jalan tol yang tidak rata, kamu hanya dapat melewatinya, kamu tidak bisa tinggal di sana.
Menggunakan udara planet sebagai rem bebas. pesawat ruang angkasa menyelam ke bagian atas tipis atmosfer dan tarikan udara memperlambatnya, menghemat bahan bakar. harga adalah panas, jadi itu membutuhkan perisai panas atau banyak melewati lembut.
Cara paling hemat bahan bakar untuk bergerak antara dua orbit lingkaran: satu tolak untuk memulai jalur oval yang hanya menyentuh orbit baru, dan tolak kedua ketika Anda sampai di sana.
Lebih dalam glosari →Tabel data (alternatif teks)
| Dari | Dua | → | ← | Bagaimana itu dikerjakan |
|---|---|---|---|---|
| Permukaan Bumi | Orbit Bumi Rendah (200 km) | 9,4 km/dtk | 0 km/dtk (bisa menggunakan aerobraking) | tipikal (dipublikasikan): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesPeluncuran ke orbit: sekitar 7,8 km/detik kecepatan orbit ditambah kehilangan gravitasi dan daya tarik udara. |
| Orbit Bumi Rendah (200 km) | Orbit transfer geostasioner | 2,45 km/dtk | 2,45 km/dtk (bisa menggunakan aerobraking) | dihitung (ideal): Hohmann perigee burn, 200 km to 35,786 km altitude, equatorial |
| Orbit transfer geostasioner | Geostasioner | 1,48 km/dtk | 1,48 km/dtk | dihitung (ideal): Hohmann apogee burn, no plane changeDari situs peluncuran jauh dari khatulistiwa, juga mengubah kemiringan orbit menambahkan beberapa ratus meter per detik. |
| Orbit Bumi Rendah (200 km) | Earth escape | 3,22 km/dtk | 3,22 km/dtk (bisa menggunakan aerobraking) | dihitung (ideal): Escape speed minus circular speed at 200 km |
| Orbit Bumi Rendah (200 km) | Transfer ke Bulan | 3,13 km/dtk | 3,13 km/dtk (bisa menggunakan aerobraking) | dihitung (ideal): Raise apogee to the Moon's mean distance |
| Transfer ke Bulan | Orbit Bulan Rendah (100 km) | 0,82 km/dtk | 0,82 km/dtk | dihitung (ideal): Patched conic capture into a 100 km lunar orbit |
| Orbit Bulan Rendah (100 km) | Bulan | 1,63 km/dtk | 1,63 km/dtk | dihitung (ideal): Circular speed at 100 km (ideal, no gravity losses; real landings need more) |
| Orbit Bumi Rendah (200 km) | Transfer ke Mars | 3,61 km/dtk | 3,61 km/dtk (bisa menggunakan aerobraking) | dihitung (ideal): Earth-Mars Hohmann departure from 200 km, Oberth effect included |
| Transfer ke Mars | Orbit Mars rendah (300 km) | 2,09 km/dtk (bisa menggunakan aerobraking) | 2,09 km/dtk | dihitung (ideal): Capture into a 300 km circular Mars orbit |
| Orbit Mars rendah (300 km) | permukaan Mars | 0 km/dtk (bisa menggunakan aerobraking) | 4,1 km/dtk | tipikal (dipublikasikan): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesPendaratan sebagian besar menggunakan atmosfer (perisai panas dan parasut); kenaikan kembali ke orbit adalah nilai tipikal yang dipublikasikan. |
| Orbit Bumi Rendah (200 km) | Asteroid dekat Bumi (Bennu) | 4,11 km/dtk | 4,11 km/dtk (bisa menggunakan aerobraking) | dihitung (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 |
| Orbit Bumi Rendah (200 km) | Orbit Ceres | 9,48 km/dtk | 9,48 km/dtk (bisa menggunakan aerobraking) | dihitung (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 |
Alat dan pelajaran menggunakan model yang disederhanakan hanya untuk belajar. Mereka tidak boleh digunakan untuk navigasi, perencanaan misi atau keputusan operasi apapun. Sertifikat gratis dan tidak diakreditasi. Baca larangan konten pendidikan