Войти
Delta-v в футах в секунду и требования к топливу для типичной миссии Apollo Lunar Landing. В астродинамике и аэрокосмической отрасли, бюджет дельта-v представляет собой оценку общего изменения скорости (дельта-v ) требуется для космического полета . Он рассчитывается как сумма дельта-v, необходимая для выполнения каждого импульсного маневра, необходимого во время миссии. В качестве входных данных для уравнения ракеты Циолковского он определяет, сколько топлива требуется для транспортного средства данной массы и двигательной установки.
Дельта-v - это скалярная величина, зависящая только от желаемой траектории, а не от массы космического аппарата. Например, хотя для перевода более тяжелого спутника связи с низкой околоземной орбиты на геосинхронную орбиту требуется больше топлива, чем для более легкого, требуемая дельта-v такая же. Также delta-v является аддитивным, в отличие от времени горения ракеты, последнее имеет больший эффект позже в миссии, когда было израсходовано больше топлива.
Таблицы дельта-v, необходимой для перемещения между разными космическими объектами, полезны при концептуальном планировании космических миссий. В отсутствие атмосферы дельта-v обычно одинакова для изменений орбиты в любом направлении; в частности, увеличение и уменьшение скорости требует равных усилий. Атмосфера может использоваться для замедления космического корабля с помощью аэродинамического торможения.
. Типичный бюджет дельта-v может включать в себя различные классы маневров, дельта-v на маневр и количество каждого маневра, необходимого в течение срока действия миссии, и просто просуммируйте общую дельта-v, как в типичном финансовом бюджете. Поскольку дельта-v, необходимая для выполнения миссии, обычно изменяется в зависимости от относительного положения гравитирующих тел, окна запуска часто рассчитываются на основе графиков свинины, которые показывают дельта-v в зависимости от запуска. время.
Уравнение ракеты Циолковского показывает, что дельта-v ракеты (ступени) пропорциональна логарифму количества топлива. -пустое отношение масс транспортного средства и удельный импульс ракетного двигателя. Ключевой целью при проектировании траекторий космических миссий является минимизация требуемой дельта-v, чтобы уменьшить размер и стоимость ракеты, которая будет необходима для успешной доставки любой конкретной полезной нагрузки к месту назначения.
Простейший бюджет дельта-v может быть рассчитан с помощью перехода Хомана, который перемещается с одной круговой орбиты на другую компланарную круговую орбиту через эллиптическую переходную орбиту. В некоторых случаях двухэллиптический перенос может дать более низкую дельта-v.
Более сложный переход происходит, когда орбиты не компланарны. В этом случае требуется дополнительная дельта-v, чтобы изменить плоскость орбиты. Скорость транспортного средства требует значительных ожогов на пересечении двух орбитальных плоскостей, а дельта-v обычно чрезвычайно высока. Однако в некоторых случаях эти изменения плоскости могут быть почти бесплатными, если для отклонения используются сила тяжести и масса планетарного тела. В других случаях ускорение до относительно большой высоты апоапсис дает низкую скорость перед выполнением смены плоскости, и это может дать более низкую общую дельта-v.
Эффект рогатки может использоваться для увеличения скорости / энергии; если транспортное средство проходит мимо планетарного или лунного тела, можно набрать (или потерять) некоторую часть орбитальной скорости этого тела относительно Солнца или другой планеты.
Другим эффектом является эффект Оберта - его можно использовать для значительного уменьшения необходимой дельта-v, потому что использование пропеллента при низкой потенциальной энергии / высокой скорости увеличивает эффект ожога. Таким образом, например, дельта-v для перехода Хомана с орбитального радиуса Земли на орбитальный радиус Марса (чтобы преодолеть гравитацию Солнца) составляет много километров в секунду, но возрастающее сжигание с низкой околоземной орбиты (LEO) превышает и выше ожог для преодоления земного притяжения гораздо меньше, если сжигание выполняется близко к Земле, чем если сжигание для достижения переходной орбиты Марса выполняется на орбите Земли, но далеко от Земли.
Менее используемый эффект - низкая передача энергии. Это сильно нелинейные эффекты, которые работают за счет орбитальных резонансов и выбора траекторий, близких к точкам Лагранжа. Они могут быть очень медленными, но использовать очень мало delta-v.
Поскольку дельта-v зависит от положения и движения небесных тел, особенно при использовании эффекта рогатки и эффекта Оберта, бюджет дельта-v изменяется со временем запуска. Их можно нанести на график свинины.
. Корректировки курса обычно также требуют определенного бюджета топлива. Двигательные установки никогда не обеспечивают точного движения в нужном направлении в любое время, а навигация также вносит некоторую неопределенность. Некоторое количество топлива необходимо зарезервировать, чтобы исправить отклонения от оптимальной траектории.
Требования delta-v для суборбитального космического полета намного ниже, чем для орбитального космического полета. Для Ansari X Prize на высоте 100 км для Space Ship One требуется дельта-v примерно 1,4 км / с. Чтобы достичь начальной низкой околоземной орбиты Международной космической станции в 300 км (теперь 400 км), delta-v более чем в шесть раз выше, примерно 9,4 км / с. Из-за экспоненциального характера уравнения ракеты орбитальная ракета должна быть значительно больше.
| Маневр | Дельта-v в год (м / с) | |
|---|---|---|
| Среднее | Максимальное | |
| Компенсация сопротивления на 400–500 км LEO | < 25 | < 100 |
| Компенсация сопротивления на 500–600 км LEO | < 5 | < 25 |
| Компенсация сопротивления на>600 км LEO | < 7.5 | |
| Удержание станции на геостационарной орбите | 50–55 | |
| Удержание станции на L1 /L2 | 30–100 | |
| Удержание станции на лунной орбите | 0–400 | |
| Контроль отношения (3-осевая) | 2–6 | |
| Раскрутка или удаление | 5–10 | |
| Ступенчатый бустер разделение | 5–10 | |
| Импульсное колесо разгрузка | 2–6 | |
Дельта-v необходима для перемещаться внутри системы Земля – Луна (скорости ниже местонахождение ) даны в км / с. В этой таблице предполагается, что используется эффект Оберта - это возможно с химической двигательной установкой с высокой тягой, но не с текущей (по состоянию на 2018 г.) электрической двигательной установкой.
Возвращение к цифрам на НОО предполагает, что тепловой экран и аэродинамический тормоз / аэрозахват используются для снижения скорости до 3,2 км / с. Теплозащитный экран увеличивает массу, возможно, на 15%. Если теплозащитный экран не используется, применяется более высокое значение Delta-v "от LEO". Дополнительное топливо, необходимое для замены аэродинамического торможения, вероятно, будет тяжелее, чем тепловой экран. LEO-Ken относится к низкой околоземной орбите с наклоном к экватору 28 градусов, что соответствует запуску из Космического центра Кеннеди. LEO-Eq - это экваториальная орбита.
Ссылка для большинства данных больше не работает, и некоторые вещи неясны, например, почему существует такая большая разница между переходом от EML2 к LEO и переходом с EML1 на LEO. Цифра от LEO до EML2 взята из статьи Роберта У. Фаркуара. (Вероятно, можно было бы использовать аналогичную тактику, чтобы добраться до EML1 примерно с той же дельта-v.) Обратите внимание, что достижение одной из точек Лагранжа означает не только попадание в нужное место, но и корректировку конечной скорости, чтобы оставаться там. Другой источник дает значения от НОО до ГЕО, EML1 и поверхности Луны.
| Дельта-v от / до (км / с) | LEO-Ken | LEO-Eq | GEO | EML-1 | EML-2 | EML-4/5 | LLO | Луна | C3 = 0 |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Земля | 9,3–10 | ||||||||
| Низкая околоземная орбита (LEO-Ken) | 4,24 | 4,33 | 3,77 | 3,43 | 3,97 | 4,04 | 5,93 | 3,22 | |
| Низкая околоземная орбита (LEO-Eq) | 4,24 | 3,90 | 3,77 | 3,43 | 3,99 | 4,04 | 5,93 | 3,22 | |
| Геостационарная орбита (GEO) | 2,06 | 1,63 | 1,38 | 1,47 | 1,71 | 2,05 | 3,92 | 1,30 | |
| точка Лагранжа 1 (EML-1) | 0,77 | 0,77 | 1,38 | 0,14 | 0,33 | 0,64 | 2,52 | 0,14 | |
| точка Лагранжа 2 (EML-2) | 0,33 | 0,33 | 1,47 | 0,14 | 0,34 | 0,64 | 2,52 | 0,14 | |
| точка Лагранжа 4/5 (EML-4/5) | 0,84 | 0,98 | 1,71 | 0,33 | 0,34 | 0,98 | 2,58 | 0,43 | |
| Низкая лунная орбита (LLO) | 0,90 | 0,90 | 2,05 | 0,64 | 0,65 | 0,98 | 1,87 | 1,40 | |
| Поверхность Луны | 2,74 | 2,74 | 3,92 | 2,52 | 2,53 | 2,58 | 1,87 | 2,80 | |
| Земля скорость убегания (C3 = 0) | 0 | 0 | 1,30 | 0,14 | 0,14 | 0,43 | 1,40 | 2,80 | |
Современные электрические ионные двигатели создают очень низкую тягу (миллиньютоны, что дает небольшую долю ag), поэтому Эффект Оберта обычно не используется. Это приводит к тому, что полет требует более высокого дельта-v и часто большого увеличения времени по сравнению с химической ракетой с высокой тягой. Тем не менее, высокий удельный импульс электрических двигателей может значительно снизить стоимость полета. Для миссий в системе Земля-Луна увеличение времени полета с дней до месяцев может быть неприемлемым для полета человека в космос, но различия во времени полета для межпланетных полетов менее значительны и могут быть благоприятными.
В приведенной ниже таблице представлены дельта-v в км / с, обычно с точностью до 2 значащих цифр и будут одинаковыми в обоих направлениях, если только аэродинамическое торможение не используется, как описано выше в разделе с высокой тягой.
| Из | To | Дельта-v (км / с) |
|---|---|---|
| Низкая околоземная орбита (НОО) | Лагранжиан Земля – Луна 1 (EML-1) | 7,0 |
| Низкая околоземная орбита ( LEO) | Геостационарная околоземная орбита (GEO) | 6.0 |
| Низкая околоземная орбита (LEO) | Низкая окололунная орбита (LLO) | 8.0 |
| Низкая околоземная орбита (НОО) | Солнце-Земля лагранжиан 1 (SEL-1) | 7,4 |
| Низкая околоземная орбита (НОО) | Солнце-Земля лагранжиан 2 (SEL-2) | 7,4 |
| Лагранжиан Земля – Луна 1 (EML-1) | Низкая лунная орбита (LLO) | 0,60–0,80 |
| Лагранжиан Земля – Луна 1 (EML-1) | Геостационарная околоземная орбита (GEO) | 1,4–1,75 |
| Лагранжиан Земля – Луна 1 (EML-1) | Солнце-Земля лагранжиан 2 (SEL-2) | 0,30–0,40 |
Космическая станция Лунные врата планируется разместить на высокоэллиптической семидневной почти прямолинейной гало-орбите (NRHO) вокруг Луны. Космический корабль, запущенный с Земли, совершит мощный облет Луны с последующим вылетом на орбиту NRHO для стыковки со шлюзом, когда он приближается к точке апоапсиса своей орбиты.
| Из | To | Дельта-v (км / с) |
|---|---|---|
| Низкая околоземная орбита (LEO) | Транслунная инжекция (TLI) | 3.20 |
| Транслунная инжекция (TLI) | Низкая (полярная) лунная орбита (LLO) | 0,90 |
| Транслунная инъекция (TLI) | Лунный шлюз | 0,43 |
| Лунный шлюз | Низкий (полярный) Лунная орбита | 0,73 |
| Низкая (полярная) лунная орбита | Лунный шлюз | 0,73 |
| Лунный шлюз | Интерфейс Земли (EI) | 0,41 |
Предполагается, что космический корабль использует химическую тягу и эффект Оберта.
| От | до | Дельта -v (км / с) |
|---|---|---|
| LEO | Марс переходная орбита | 4.3 («типичная», а не минимальная) |
| Земля космическая скорость (C3 = 0) | Марс переходная орбита | 0,6 |
| Марс переходная орбита | Марс орбита захвата | 0,9 |
| Марс орбита захвата | Деймос переходная орбита | 0,2 |
| Деймос переходная орбита | Деймос поверхность | 0.7 |
| Деймос переходная орбита | Фобос переходная орбита | 0,3 |
| Фобос переходная орбита | Фобос поверхность | 0.5 |
| Марс орбита захвата | низкая Марс орбита | 1,4 |
| Низкая Марс орбита | Марс поверхность | 4,1 |
| Земля – Луна точка Лагранжа 2 | Марс переходная орбита | <1.0 |
| Марс переходная орбита | Низкая Марс орбита | 2,7 (не минимальная) |
| Земля космическая скорость (C3 = 0) | Ближайший NEO | 0,8–2,0 |
Согласно Марсдену и Россу, «Уровни энергии Солнце – Земля L 1 и точки L 2 отличаются от точек системы Земля – Луна всего на 50 м / с (измеряемой по скорости маневра) ».
Мы можем применить формулу
(где μ = GM - стандартный гравитационный параметр Солнца, см. переходная орбита Хомана ) для расчета Δv в км / с, необходимого для прибывают в различные пункты назначения с Земли (предполагая круговые орбиты планет и используя расстояние перигелия для Плутона). В этой таблице столбец, обозначенный «Δv для выхода на орбиту Хомана с орбиты Земли», показывает изменение скорости Земли на скорость, необходимую для попадания на эллипс Хомана, другой конец которого будет находиться на желаемом расстоянии от Солнца. В столбце с надписью «v при выходе с НОО» указана необходимая скорость (в невращающейся системе отсчета с центром на Земле) на высоте 300 км над поверхностью Земли. Это достигается путем добавления к удельной кинетической энергии квадрата скорости (7,73 км / с) этой низкой околоземной орбиты (то есть глубины гравитационного колодца Земли на этой низкой околоземной орбите). Столбец «Δv от LEO» - это просто предыдущая скорость минус 7,73 км / с.
Обратите внимание, что значения в таблице дают только Δv, необходимое для достижения орбитального расстояния планеты. Скорость относительно планеты по-прежнему будет значительной, и для выхода на орбиту вокруг планеты требуется либо аэрозахват с использованием атмосферы планеты, либо больше Δv.
| Пункт назначения | Радиус орбиты. (AU ) | Δv для выхода на орбиту Хомана. с орбиты Земли | Δv. при выходе с НОО | Δv. с НОО |
|---|---|---|---|---|
| Солнце | 0 | 29,8 | 31,7 | 24,0 |
| Меркурий | 0,39 | 7,5 | 13,3 | 5,5 |
| Венера | 0,72 | 2,5 | 11,2 | 3,5 |
| Марс | 1,52 | 2,9 | 11,3 | 3,6 |
| Юпитер | 5,2 | 8,8 | 14,0 | 6,3 |
| Сатурн | 9,54 | 10,3 | 15,0 | 7,3 |
| Уран | 19,19 | 11,3 | 15,7 | 8,0 |
| Нептун | 30,07 | 11,7 | 16,0 | 8,2 |
| Плутон | 29,66 (около) | 11,6 | 16,0 | 8,2 |
| Бесконечность | ∞ | 12,3 | 16,5 | 8,8 |
Космический зонд New Horizons, летевший к Плутону, достиг околоземной скорости более 16 км / с, чего было достаточно для побега солнце. (Он также получил импульс от пролета Юпитера.)
Чтобы добраться до Солнца, на самом деле нет необходимости использовать Δv 24 км / с. Можно использовать 8,8 км / с, чтобы уйти очень далеко от Солнца, затем использовать пренебрежимо малое Δv, чтобы довести угловой момент до нуля, и затем упасть на Солнце. Это можно рассматривать как последовательность двух передач Хомана, одну вверх и одну вниз. Кроме того, в таблице не указаны значения, которые применимы при использовании луны для гравитационного ассистента. Существуют также возможности использования одной планеты, например Венеры, до которой легче всего добраться, чтобы помочь добраться до других планет или Солнца. Космический корабль Galileo использовал Венеру один раз, а Землю дважды, чтобы достичь Юпитера. Солнечный зонд Ulysses использовал Юпитер для достижения полярной орбиты вокруг Солнца.
Дельта-v, необходимая для различных орбитальных маневров с использованием обычных ракет.
Объекты, сближающиеся с Землей, представляют собой астероиды, орбиты которых могут перемещаться в пределах 0,3 астрономических единиц от Земля. Есть тысячи таких объектов, добраться до которых легче, чем до Луны или Марса. Их односторонние бюджеты дельта-v с НОО колеблются от 3,8 км / с (12000 футов / с), что составляет менее 2/3 дельта-v, необходимой для достижения поверхности Луны. Но ОСЗ с низкими бюджетами дельта-v имеют длинные синодические периоды, а интервалы между моментами максимального сближения с Землей (и, следовательно, наиболее эффективных миссий) могут составлять десятилетия.
Дельта -v, необходимая для возвращения с объектов, сближающихся с Землей, обычно довольно мала, иногда всего 60 м / с (200 футов / с), с аэрозахватом с использованием атмосферы Земли. Однако для этого требуются тепловые экраны, которые добавляют массу и ограничивают геометрию космического корабля. Орбитальная фазировка может быть проблематичной; после того, как рандеву достигнуто, окна возврата с низким дельта-v могут быть довольно далеко друг от друга (больше года, часто много лет), в зависимости от тела.
В общем, тела, которые находятся намного дальше или ближе к Солнцу, чем Земля, имеют более частые окна для путешествий, но обычно требуют большей дельта-vs.
Портал космических полетов 