Mapa Delta-v
Ile zmiany prędkości potrzeba, aby przenieść się między Ziemią, orbitą, Księżycem, Marsem i asteroidami.
ESO/S. Guisard (www.eso.org/~sguisard) (CC BY 4.0)
Mapa Delta-v
Co to jest? Każda linia oznacza jeden etap podróży, a jej liczba mówi o tym, jak bardzo statek kosmiczny musi zmienić prędkość, aby przelecieć ten etap. Dodaj wszystkie etapy i uzyskasz budżet paliwa na całą podróż.
Jak go używać: Wybierz punkt startowy i cel podróży: dotknij dwóch kropek na mapie, użyj menu Z i Do lub naciśnij jeden z przycisków podróży. Trasa zaświeci się, a pasek budżetu paliwa doda każdą odległość. Pomiar zużycia paliwa
Budżet paliwowy dla tej podróży
Całkowita delta-v
Przesuń palcem w bok, aby zobaczyć całą mapę.
Wartości są jednokierunkowe, idealne do impulsywnych manewrów o ile nie oznaczone typowo. Prawdziwe misje dodają strat i zmian samolotów.
Spróbuj tego.
- Naciśnij "Do orbity", aby przejść z powierzchni Ziemi na niską orbitę okołoziemską.Uwaga: Ten pierwszy krok kosztuje 9,4 km/s. Przejście z orbity na powierzchnię Księżyca kosztuje tylko około 5,6 km/s więcej.
- Naciśnij "Do Księżyca", a następnie "Do Marsa" i porównaj sumy.Uwaga: Są prawie takie same: około 15,0 i 15,1 km/s, mimo że Mars jest zawsze ponad sto razy dalej niż Księżyc. Mars ma powietrze do hamowania podczas lądowania; Księżyc nie ma, więc każde trochę spowolnienia kosztuje paliwo.
- Zaplanuj podróż z powierzchni Marsa z powrotem na powierzchnię Ziemi.Uwaga: Ostatnia część, w dół do powierzchni Ziemi, kosztuje 0 km/s: Powietrze ziemskie i tarcza cieplna hamują, tak jak to miało miejsce dla każdej załogi Apollo. Wspinanie się z Marsa nadal kosztuje około 4.1 km/s.
- Naciśnij "Do orbity geostacjonarnej" i porównaj to z przejściem z niskiej orbity Ziemi do niskiej orbity księżycowej.Uwaga: Dotarcie na wysoką orbitę, gdzie znajdują się satelity telewizyjne i meteorologiczne, kosztuje mniej więcej tyle samo co dotarcie na orbitę wokół Księżyca: około 3,9 km/s z niskiej orbity ziemskiej w obu przypadkach.
Pomysły za nim
Czym jest delta-v?
Pomyśl o podróży samochodem. Dodaj do tego każde przyspieszenie i każde hamowanie: ta suma to twoja delta-v. W kosmosie nie ma drogi, na którą można się wcisnąć, ani hamulców, więc każda zmiana prędkości, w górę lub w dół, musi pochodzić z silnika rakietowego, a każdy jej element kosztuje paliwo.
Dlaczego dotarcie na orbitę jest najtrudniejszym krokiem?
Bycie na orbicie nie polega na tym, że jesteś wysoko. Polega na tym, że idziesz w bok tak szybko, że spadasz wokół Ziemi zamiast w nią wchodzić. Tuż nad powietrzem to oznacza około 7,8 km/s (około 28000 km/h), raz okrąży planetę w około 90 minut. W drodze do góry rakieta również traci około 1,5 do 2 km/s walcząc z grawitacją i oporem powietrza (obrót Ziemi daje trochę wstecz), więc ten jeden krok kosztuje około 9,4 km/s.
Dlaczego lądowanie na Marsie jest tańsze niż lądowanie na Księżycu?
Mars ma cienką atmosferę. Lądownik uderza w powietrze z dużą prędkością, a jego osłona cieplna zamienia tę prędkość w ciepło; spadochrony i krótkie spalanie rakiety na końcu robią resztę. Tak więc mapa liczy 0 km/s paliwa rakietowego do lądowania na Marsie, ale 1,63 km/s dla bezpowietrznego Księżyca, gdzie silniki muszą wykonać całe hamowanie. Opuszczenie Marsa to inna historia: wznoszenie się z powrotem na orbitę kosztuje około 4,1 km/s.
Czym jest aerobraking?
Używanie powietrza planety jako hamulca swobodnego. Sonda kosmiczna zanurza się w cienkiej górnej warstwie atmosfery, opór spowalnia ją i oszczędza paliwo, które w przeciwnym razie spaliłaby. W 2006 roku NASAMars Reconnaissance Orbiter zmniejszył swoją orbitę w ten sposób, setki razy zanurzając się w górnych warstwach atmosfery Marsa przez około pięć miesięcy.
Dlaczego tak ważny jest każdy km/s?
Rakieta musi mieć własne paliwo, które musi być również przemieszczane, więc każdy dodatkowy km/s wymaga więcej paliwa niż poprzedni. Dlatego też Saturn V, który wysłał astronautów na Księżyc, ważył prawie 3000 ton przy starcie, głównie z powodu paliwa.
Źródła: obliczone nogi używają standardowych wzorów orbit dwóch ciał z NASA/JPL planet data (scripts/build-deltav.mjs); typowe części rakiety z artykułu o budżecie Delta-v w Wikipedii i cytowane przez niego odniesienia. NASA. Mars Reconnaissance Orbiter aerobraking: NASAJPL.
Powiedzmy "delta vee". Oznacza to "zmiana prędkości": o ile statek kosmiczny musi przyspieszyć, spowolnić lub zmienić kierunek. Działa jak budżet paliwa na podróż, mierzony w kilometrach na sekundę (km/s).
Więcej w słowniku →Ścieżka czegoś, co stale spada wokół planety lub gwiazdy bez uderzenia w nią, ponieważ porusza się wystarczająco szybko na boki.
Więcej w słowniku →Orbita tuż nad powietrzem, kilkaset kilometrów w górę, gdzie przelatuje Międzynarodowa Stacja Kosmiczna, okrążając Ziemię raz w około 90 minut.
Wysoka orbita, 35.786 km nad równikiem, gdzie okrążenie Ziemi trwa tyle samo co jeden obrót Ziemi (niecałe 24 godziny), satelita tam wydaje się nieruchomo wiszący na niebie, dlatego też wykorzystują go satelity telewizyjne i meteorologiczne.
Rozciągnięta orbita, która prowadziła z jednego miejsca do drugiego, jak autostrada. Przechodzisz tylko wzdłuż niej; nie pozostajesz tam.
Używanie powietrza planety jako wolnego hamulca. Statek kosmiczny zanurza się w cienkiej górnej warstwie atmosfery, a opór powietrza spowalnia go, oszczędzając paliwo.Cena to ciepło, więc potrzebuje osłony termicznej lub wielu delikatnych przejść.
Najbardziej paliwooszczędny sposób przemieszczania się między dwiema kołowymi orbitami: jedno naciśnięcie, aby rozpocząć owalną ścieżkę, która dotyka nowej orbity, i drugie naciśnięcie, gdy tam dotrzesz.
Więcej w słowniku →Tabela danych (alternatywa tekstowa)
| Od | To | → | ← | Jak to się wypracowało |
|---|---|---|---|---|
| Powierzchnia Ziemi | Niska orbita okołoziemska (200 km) | 9,4 km/s | 0 km/s (Może używać aerobraking) | Typowy (opublikowany): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesWystrzelenie na orbitę: około 7,8 km/s prędkości orbitalnej plus straty w grawitacji i oporze powietrza. |
| Niska orbita okołoziemska (200 km) | Orbita transferowa | 2,45 km/s | 2,45 km/s (Może używać aerobraking) | Obliczona (idealna): Hohmann perigee burn, 200 km to 35,786 km altitude, equatorial |
| Orbita transferowa | Orbita geostacjonarna | 1,48 km/s | 1,48 km/s | Obliczona (idealna): Hohmann apogee burn, no plane changeZ punktu startu z dala od równika, zmiana nachylenia orbity również dodaje kilkaset metrów na sekundę. |
| Niska orbita okołoziemska (200 km) | Ucieczka z Ziemi | 3,22 km/s | 3,22 km/s (Może używać aerobraking) | Obliczona (idealna): Escape speed minus circular speed at 200 km |
| Niska orbita okołoziemska (200 km) | Przeniesienie na Księżyc | 3,13 km/s | 3,13 km/s (Może używać aerobraking) | Obliczona (idealna): Raise apogee to the Moon's mean distance |
| Przeniesienie na Księżyc | Niska orbita księżycowa (100 km) | 0,82 km/s | 0,82 km/s | Obliczona (idealna): Patched conic capture into a 100 km lunar orbit |
| Niska orbita księżycowa (100 km) | Powierzchnia Księżyca | 1,63 km/s | 1,63 km/s | Obliczona (idealna): Circular speed at 100 km (ideal, no gravity losses; real landings need more) |
| Niska orbita okołoziemska (200 km) | Przeniesienie na Marsa | 3,61 km/s | 3,61 km/s (Może używać aerobraking) | Obliczona (idealna): Earth-Mars Hohmann departure from 200 km, Oberth effect included |
| Przeniesienie na Marsa | Niska orbita Marsa (300 km) | 2,09 km/s (Może używać aerobraking) | 2,09 km/s | Obliczona (idealna): Capture into a 300 km circular Mars orbit |
| Niska orbita Marsa (300 km) | Powierzchnia Marsa | 0 km/s (Może używać aerobraking) | 4,1 km/s | Typowy (opublikowany): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesLądowanie odbywa się głównie w atmosferze (tarcza termiczna i spadochrony); wznoszenie z powrotem na orbitę jest opublikowaną typową wartością. |
| Niska orbita okołoziemska (200 km) | Planetoida bliska Ziemi (Bennu) | 4,11 km/s | 4,11 km/s (Może używać aerobraking) | Obliczona (idealna): Heliocentric Hohmann 1 au to Bennu's semi-major axis, coplanar (ignores its 6 degree inclination and its eccentricity); departure from 200 km LEO |
| Niska orbita okołoziemska (200 km) | Orbita Ceres | 9,48 km/s | 9,48 km/s (Może używać aerobraking) | Obliczona (idealna): 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 |
Narzędzia i lekcje wykorzystują uproszczone modele wyłącznie do celów edukacyjnych, nie mogą być używane do nawigacji, planowania misji ani podejmowania jakichkolwiek decyzji operacyjnych. Certyfikaty są bezpłatne i nieakredytowane. Przeczytaj zastrzeżenie dotyczące treści edukacyjnych