Harta Delta-v
Cât de multă schimbare în viteză este nevoie pentru a vă deplasa între Pământ, orbită, Lună, Marte și asteroizi.
ESO/S. Guisard (www.eso.org/~sguisard) (CC BY 4.0)
Harta Delta-v
Delta-v totală
Pași
Valorile sunt unidirecționale, manevrele impulsive ideale dacă nu sunt marcate tipic.Misiunile reale adaugă pierderi și schimbări de plan.
Tabel de date (alternativă text)
| De la | - Doi. | → | ← | Cum a fost rezolvat |
|---|---|---|---|---|
| Suprafața Pământului | Orbita joasă a Pământului (200 km) | 9,4 km/s | 0 km/s (Poate folosi aerobraking) | Tipică (publicată): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesLansarea pe orbită: aproximativ 7,8 km/s viteză orbitală plus pierderile datorate gravitației și rezistenței aerului. |
| Orbita joasă a Pământului (200 km) | Orbita de transfer geostaționară | 2,45 km/s | 2,45 km/s (Poate folosi aerobraking) | Calculat (ideal): Hohmann perigee burn, 200 km to 35,786 km altitude, equatorial |
| Orbita de transfer geostaționară | Orbita geostaționară | 1,48 km/s | 1,48 km/s | Calculat (ideal): Hohmann apogee burn, no plane changeDe la un loc de lansare aflat departe de ecuator, schimbarea înclinării orbitei adaugă câteva sute de metri pe secundă. |
| Orbita joasă a Pământului (200 km) | Evadare de pe Pământ | 3,22 km/s | 3,22 km/s (Poate folosi aerobraking) | Calculat (ideal): Escape speed minus circular speed at 200 km |
| Orbita joasă a Pământului (200 km) | Transferul pe Lună | 3,13 km/s | 3,13 km/s (Poate folosi aerobraking) | Calculat (ideal): Raise apogee to the Moon's mean distance |
| Transferul pe Lună | Orbita lunară joasă (100 km) | 0,82 km/s | 0,82 km/s | Calculat (ideal): Patched conic capture into a 100 km lunar orbit |
| Orbita lunară joasă (100 km) | Suprafața Lunii | 1,63 km/s | 1,63 km/s | Calculat (ideal): Circular speed at 100 km (ideal, no gravity losses; real landings need more) |
| Orbita joasă a Pământului (200 km) | Transfer pe Marte | 3,61 km/s | 3,61 km/s (Poate folosi aerobraking) | Calculat (ideal): Earth-Mars Hohmann departure from 200 km, Oberth effect included |
| Transfer pe Marte | Orbita joasă a lui Marte (300 km) | 2,09 km/s (Poate folosi aerobraking) | 2,09 km/s | Calculat (ideal): Capture into a 300 km circular Mars orbit |
| Orbita joasă a lui Marte (300 km) | Suprafața lui Marte | 0 km/s (Poate folosi aerobraking) | 4,1 km/s | Tipică (publicată): Delta-v budget (Wikipedia, with its cited references), typical values including lossesAterizarea folosește în cea mai mare parte atmosfera (scut termic și parașute); ascensiunea înapoi pe orbită este valoarea tipică publicată. |
| Orbita joasă a Pământului (200 km) | Asteroid din apropierea Pământului (Bennu) | 4,11 km/s | 4,11 km/s (Poate folosi aerobraking) | Calculat (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 |
| Orbita joasă a Pământului (200 km) | Orbita lui Ceres | 9,48 km/s | 9,48 km/s (Poate folosi aerobraking) | Calculat (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 |
Instrumentele și lecțiile folosesc modele simplificate doar pentru învățare, nu trebuie folosite pentru navigație, planificarea misiunii sau orice decizie operațională. Certificatele sunt gratuite și neacreditate. Citiți declarația de declinare a responsabilității privind conținutul educațional