Mapa de Delta-v
Quanta mudança de velocidade é necessária para se mover entre a Terra, órbita, Lua, Marte e os asteróides.
ESO/S. Guisard (www.eso.org/~sguisard) (CC BY 4.0)
Mapa de Delta-v
O que é isto? Um mapa de viagens espaciais. Cada linha representa uma etapa da viagem e o número indica quanto a nave deve mudar de velocidade para voar nessa etapa.Some as etapas e você obtém o orçamento de combustível da viagem.
Como usá-lo: Escolha um ponto de partida e um destino: toque em dois pontos no mapa, use os menus De e Para ou pressione um dos botões da viagem.O percurso acende-se e a barra do orçamento de combustível soma cada etapa.
Orçamento de combustível para esta viagem
Total delta-v
Deslize para os lados para ver o mapa inteiro.
Os valores são unidirecionais, manobras impulsivas ideais a menos que marcadas como típicas.Missões reais somam perdas e mudanças de plano.
Experimente isto.
- Pressione "Para órbita" para ir da superfície da Terra para a órbita terrestre baixa.Aviso: Esse primeiro passo custa 9,4 km/s. Ir da órbita até a superfície da Lua custa apenas cerca de 5,6 km/s mais.
- Pressione "Para a Lua", depois "Para Marte" e compare os totais.Aviso: Elas são quase as mesmas: cerca de 15,0 e 15,1 km/s, mesmo que Marte esteja sempre mais de cem vezes mais longe do que a Lua.Marte tem ar para frear quando você pousa; a Lua não tem nenhum, então cada pouco de desaceleração custa combustível.
- Planeje uma viagem da superfície de Marte para a superfície da Terra.Aviso: A última etapa, até a superfície da Terra, custa 0 km/s: o ar da Terra e um escudo térmico fazem a travagem, como fizeram para toda a tripulação da Apollo. Subir de Marte ainda custa cerca de 4.1 km/s.
- Pressione "Para órbita geoestacionária" e compare-o com ir de baixa órbita terrestre para baixa órbita lunar.Aviso: Chegar à órbita alta, onde estão os satélites de TV e meteorológicos, custa aproximadamente o mesmo que chegar à órbita da Lua: cerca de 3,9 km/s a partir da órbita baixa da Terra em ambos os casos.
As ideias por trás disso
O que é delta-v?
Pense em uma viagem de carro. Adicione cada vez que você acelera e cada vez que você trava: esse total é o seu delta-v. No espaço não há estrada para empurrar e não há freios, então toda mudança de velocidade, para cima ou para baixo, tem que vir do motor do foguete, e cada pedaço dele custa combustível.
Por que o passo mais difícil é chegar à órbita?
Estar em órbita não é estar alto. É ir para os lados tão rápido que você continua caindo ao redor da Terra em vez de cair nela. Logo acima do ar, isso significa cerca de 7,8 km/s (cerca de 28.000 km/h), uma vez ao redor do planeta em cerca de 90 minutos. No caminho para cima um foguete também perde cerca de 1,5 a 2 km/s lutando contra a gravidade e o arrasto do ar (a rotação da Terra dá um pouco de volta), então esse passo custa cerca de 9,4 km/s.
Por que pousar em Marte é mais barato do que pousar na Lua?
Marte tem uma atmosfera fina. Um lander atinge esse ar a alta velocidade e seu escudo térmico transforma a velocidade em calor; paraquedas e uma queima curta do foguete no fim fazem o resto. Assim, o mapa conta 0 km/s de combustível para foguetes para pouso em Marte, mas 1.63 km/s para a Lua sem ar, onde os motores devem fazer toda a travagem. Sair de Marte é outra história: subir de volta para a órbita custa cerca de 4.1 km/s.
O que é aerobraking?
Usando o ar de um planeta como freio livre. Uma nave espacial mergulha no topo fino da atmosfera, o arrasto a desacelera e economiza combustível que de outra forma queimaria. Em 2006 NASA, o Mars Reconnaissance Orbiter encolheu sua órbita dessa maneira, com centenas de mergulhos através do ar superior de Marte ao longo de cerca de cinco meses.
Por que cada km/s importa tanto?
Um foguete tem de transportar o seu próprio combustível, e esse combustível também tem de ser empurrado. Assim, cada km/s extra precisa de mais combustível do que o anterior. É por isso que o Saturno V que enviou astronautas à Lua pesava quase 3,000 toneladas no lançamento, a maior parte do propelente.
Fontes: pernas computadas usam fórmulas orbitais padrão de dois corpos com NASA/JPL dados planetários (scripts/build-deltav.mjs); pernas típicas do artigo sobre o orçamento da Delta-v na Wikipédia e suas referências citadas. massa de lançamento do Saturn V: NASA. aerotravagem da Mars Reconnaissance Orbiter: NASA/JPL.
Diga "delta vee", que significa "mudança de velocidade": quanto uma nave espacial deve acelerar, desacelerar ou mudar de direção. Funciona como um orçamento de combustível para uma viagem, medido em quilômetros por segundo (km/s).
Mais no glossário →O caminho de algo que continua caindo em torno de um planeta ou estrela sem nunca atingi-lo, porque está se movendo lateralmente rápido o suficiente.
Mais no glossário →Uma órbita acima do ar, algumas centenas de quilómetros acima da Terra, onde voa a Estação Espacial Internacional, dando uma volta à Terra em cerca de 90 minutos.
Uma órbita alta, 35.786 km acima do equador, onde uma viagem ao redor da Terra leva o mesmo tempo que uma volta à Terra (pouco menos de 24 horas) Um satélite lá parece estar pendurado no céu, razão pela qual os satélites de TV e meteorológicos o usam.
Uma órbita esticada que costumava ir de um lugar para outro, como uma estrada de desvio em uma rodovia: você só passa por ela; não fica lá.
Usando o ar de um planeta como freio livre. A nave espacial mergulha na parte superior da atmosfera e a resistência do ar a desacelera, economizando combustível.O preço é calor, então ela precisa de um escudo térmico ou muitas passagens suaves.
A maneira mais econômica de se mover entre duas órbitas circulares: um empurrão para iniciar um caminho oval que apenas toca a nova órbita, e um segundo empurrão quando você chegar lá.
Mais no glossário →Tabela de dados (texto alternativo)
| De | - Dois. | → | ← | Como foi resolvido |
|---|---|---|---|---|
| Superfície da Terra | Órbita terrestre baixa (200 km) | 9,4 km/s | 0 km/s (pode usar aerobraking) | Típico (não publicado): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesLançamento para órbita: cerca de 7,8 km/s de velocidade orbital mais perdas por gravidade e resistência do ar. |
| Órbita terrestre baixa (200 km) | Órbita de transferência geoestacionária | 2,45 km/s | 2,45 km/s (pode usar aerobraking) | calculado (o ideal): Hohmann perigee burn, 200 km to 35,786 km altitude, equatorial |
| Órbita de transferência geoestacionária | Órbita geoestacionária | 1,48 km/s | 1,48 km/s | calculado (o ideal): Hohmann apogee burn, no plane changeA partir de um local de lançamento distante do equador, também mudar a inclinação da órbita adiciona algumas centenas de metros por segundo. |
| Órbita terrestre baixa (200 km) | Escape da Terra | 3,22 km/s | 3,22 km/s (pode usar aerobraking) | calculado (o ideal): Escape speed minus circular speed at 200 km |
| Órbita terrestre baixa (200 km) | Transferência para a Lua | 3,13 km/s | 3,13 km/s (pode usar aerobraking) | calculado (o ideal): Raise apogee to the Moon's mean distance |
| Transferência para a Lua | Órbita lunar baixa (100 km) | 0,82 km/s | 0,82 km/s | calculado (o ideal): Patched conic capture into a 100 km lunar orbit |
| Órbita lunar baixa (100 km) | Superfície da lua | 1,63 km/s | 1,63 km/s | calculado (o ideal): Circular speed at 100 km (ideal, no gravity losses; real landings need more) |
| Órbita terrestre baixa (200 km) | Transferência para Marte | 3,61 km/s | 3,61 km/s (pode usar aerobraking) | calculado (o ideal): Earth-Mars Hohmann departure from 200 km, Oberth effect included |
| Transferência para Marte | Órbita baixa de Marte (300 km) | 2,09 km/s (pode usar aerobraking) | 2,09 km/s | calculado (o ideal): Capture into a 300 km circular Mars orbit |
| Órbita baixa de Marte (300 km) | Superfície de Marte | 0 km/s (pode usar aerobraking) | 4,1 km/s | Típico (não publicado): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesA aterragem usa principalmente a atmosfera (escudo térmico e paraquedas); a subida de volta à órbita é o valor típico publicado. |
| Órbita terrestre baixa (200 km) | Asteróide próximo da Terra (Bennu) | 4,11 km/s | 4,11 km/s (pode usar aerobraking) | calculado (o 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 baixa (200 km) | Órbita de Ceres | 9,48 km/s | 9,48 km/s (pode usar aerobraking) | calculado (o 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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