WikiDer > Бюджет Delta-v

Delta-v budget
Дельта-v в футах в секунду, и требования к топливу для типичного Посадка Аполлона на Луну миссия.

В астродинамика и аэрокосмический, а бюджет delta-v оценка полного изменения скорости (дельта-v) требуется для космическая миссия. Он рассчитывается как сумма дельта-v, необходимая для выполнения каждого движущий маневрировать необходимо во время миссии. В качестве вклада в Уравнение ракеты Циолковского, он определяет, сколько топлива требуется для транспортного средства данной массы и двигательной установки.

Дельта-v это скалярная величина зависит только от желаемой траектории, а не от массы космического корабля. Например, хотя для передачи более тяжелого спутника связи из низкая околоземная орбита к геостационарная орбита чем у более легкого, дельта-v требуется то же самое. Также дельта-v является добавкой, в отличие от времени горения ракеты, причем последнее имеет больший эффект позже в миссии, когда будет израсходовано больше топлива.

Таблицы дельта-v необходимые для перемещения между разными космическими объектами полезны при концептуальном планировании космических миссий. При отсутствии атмосферы дельта-v обычно одинаково для изменений орбиты в любом направлении; в частности, увеличение и уменьшение скорости требует равных усилий. Атмосфера может использоваться для замедления космического корабля аэротормоз.

Типичная дельта-v бюджет может включать различные классы маневров, дельта-v на маневр и количество маневров, необходимых в течение срока действия миссии, и просто суммируйте общую дельта-v, очень похоже на типичный финансовый бюджет. Поскольку дельта-v, необходимая для выполнения миссии, обычно изменяется в зависимости от относительного положения гравитирующих тел, запускать окна часто рассчитываются из свиные участки которые показывают дельта-v заговор против времени запуска.

Общие принципы

В Уравнение ракеты Циолковского показывает, что дельта-v ракеты (ступени) пропорциональна логарифму от заправленного до пустого соотношение масс транспортного средства и удельный импульс ракетного двигателя. Ключевой целью при разработке траекторий космических миссий является минимизация требуемой дельта-v, чтобы уменьшить размер и стоимость ракеты, которая потребуется для успешной доставки любой конкретной полезной нагрузки к месту назначения.

Самый простой бюджет дельта-v можно рассчитать с помощью Передача Хоманна, 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 разгон до относительно большой высоты апоапсис дает низкую скорость перед выполнением смены плоскости, что может дать более низкую общую дельта-v.

В эффект рогатки можно использовать 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.

Другой эффект - это Эффект Оберта- это может быть использовано для значительного уменьшения необходимой дельта-v, потому что использование пропеллента при низкой потенциальной энергии / высокой скорости увеличивает эффект ожога. Так, например, дельта-v для перехода Гомана с орбитального радиуса Земли на орбитальный радиус Марса (чтобы преодолеть гравитацию Солнца) составляет много километров в секунду, но возрастающее горение от низкая околоземная орбита (НОО) сверх ожога для преодоления гравитации Земли намного меньше, если ожог выполняется близко к Земле, чем если ожог для достижения орбиты перехода к Марсу выполняется на орбите Земли, но далеко от Земли.

Менее используемый эффект низкая передача энергии. Это крайне нелинейные эффекты, которые работают за счет орбитальных резонансов и выбора траекторий, близких к Точки 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 свинина.

Коррекция курса обычно также требует определенного бюджета на топливо. 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.

Бюджет

Запуск / посадка

Требования delta-v для суборбитальный космический полет намного ниже, чем для орбитального космического полета. Для Приз Ансари X высота 100 км, Космический корабль один требуется дельта-v примерно 1,4 км / с. Для выхода на начальную низкую околоземную орбиту Международная космическая станция 300 км (сейчас 400 км), дельта-v более чем в шесть раз выше, около 9,4 км / с. Из-за экспоненциального характера уравнение ракеты орбитальная ракета должна быть значительно больше.

Канцелярские товары

МаневрДельта-v в год (м / с)
СреднийМаксимум
Компенсация лобового сопротивления на 400–500 км НОО< 25< 100
Компенсация сопротивления на 500–600 км НОО< 5< 25
Компенсация лобового сопротивления на> 600 км LEO< 7.5
Станция содержания в геостационарная орбита50–55
Хранение на станции L1/L230–100
Сохранение станции на лунной орбите0–400[1]
Контроль отношения (3 оси)2–6
Раскрутка или деспин5–10
Разделение ступени бустера5–10
Моментум-колесо разгрузка2–6

Земля – Луна в космосе - большая тяга

Delta-v необходимо было перемещаться внутри системы Земля – Луна (скорости ниже скорость убегания) даны в км / с. В этой таблице предполагается, что Эффект Оберта используется - это возможно с химической двигательной установкой с высокой тягой, но не с текущей (по состоянию на 2018 год) электрической двигательной установкой.

Возвращение к цифрам LEO предполагает, что тепловой экран и аэротормоз/воздушный захват используется 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 с Космический центр Кеннеди. LEO-Eq - это экваториальная орбита.

Ссылка на большинство данных[2] 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 Роберт В. Фаркуар.[3] (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 LEO до GEO, EML1 и лунной поверхности.[4]

Дельта-v от / до (км / с)Лео-КенLEO-EqGEOEML-1EML-2EML-4/5LLOЛунаC3 = 0
земной шар9.3–10
Низкая околоземная орбита (Лео-Кен)4.244.333.773.433.974.045.933.22
Низкая околоземная орбита (LEO-уравнение)4.243.903.773.433.994.045.933.22
Геостационарная орбита (ГЕО)2.061.631.381.471.712.053.921.30
Точка Лагранжа 1 (EML-1)0.770.771.380.140.330.642.520.14
Точка лагранжиана 2 (EML-2)0.330.331.470.140.340.642.520.14
Точка Лагранжа 4/5 (EML-4/5)0.840.981.710.330.340.982.580.43
Низкий лунная орбита (LLO)0.900.902.050.640.650.981.871.40
Поверхность Луны2.742.743.922.522.532.581.872.80
земной шар скорость убегания (C3=0)001.300.140.140.431.402.80

Земля – Луна - малая тяга.

Ток электрический ионные двигатели производить очень низкую тягу (миллиньютоны, давая небольшую долю грамм), Итак Эффект Оберта обычно не может использоваться. Это приводит к тому, что поездка требует более высокого дельта-v и часто значительное увеличение времени по сравнению с химической ракетой большой тяги. 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 таблице ниже представлены дельта-v 'с в км / с, как правило, с точностью до 2 значащих цифр и будет одинаковым в обоих направлениях, если только аэродинамическое торможение не используется, как описано выше в разделе с высокой тягой.[5]

ИзКДельта-v (км / с)
Низкая околоземная орбита (НОО)Лагранжиан 1 Земля – Луна (EML-1)7.0
Низкая околоземная орбита (НОО)Геостационарная околоземная орбита (GEO)6.0
Низкая околоземная орбита (НОО)Низкая лунная орбита (LLO)8.0
Низкая околоземная орбита (НОО)Лагранжиан Солнце – Земля 1 (SEL-1)7.4
Низкая околоземная орбита (НОО)Солнечно-земной лагранжиан 2 (SEL-2)7.4
Лагранжиан 1 Земля – Луна (EML-1)Низкая лунная орбита (LLO)0.60–0.80
Лагранжиан 1 Земля – Луна (EML-1)Геостационарная околоземная орбита (GEO)1.4–1.75
Лагранжиан 1 Земля – Луна (EML-1)Лагранжиан Солнце-Земля 2 (SEL-2)0.30–0.40

[5]

Земляные лунные врата - высокая тяга

В Лунные врата космическую станцию ​​планируется развернуть на высокоэллиптической семидневной почти прямолинейной гало-орбите (NRHO) вокруг Луны. Космический корабль, запущенный с Земли, совершит мощный облет Луны, за которым последует выведение на орбиту NRHO, чтобы состыковаться со шлюзом, когда он приближается к точке апоапсиса своей орбиты.[6]

ИзКДельта-v (км / с)
Низкая околоземная орбита (НОО)Транслунная инъекция (TLI)3.20
Транслунная инъекция (TLI)Низкая (полярная) лунная орбита (LLO)0.90
Транслунная инъекция (TLI)Лунные врата0.43
Лунные вратаНизкая (полярная) лунная орбита0.73
Низкая (полярная) лунная орбитаЛунные врата0.73
Лунные вратаЗемля Интерфейс (EI)0.41

[6]

Межпланетный

Предполагается, что космический корабль будет использовать химическую тягу и Эффект Оберта.

ИзКДельта-v (км / с)
ЛЕОМарс переводная орбита4.3[7] («типичный», а не минимальный)
земной шар скорость убегания (C3 = 0)Марс переводная орбита0.6[8]
Марс переводная орбитаМарс орбита захвата0.9[8]
Марс орбита захватаДеймос переводная орбита0.2[8]
Деймос переводная орбитаДеймос поверхность0.7[8]
Деймос переводная орбитаФобос переводная орбита0.3[8]
Фобос переводная орбитаФобос поверхность0.5[8]
Марс орбита захватаНизкий Марс орбита1.4[8]
Низкий Марс орбитаМарс поверхность4.1[8]
Точка Лагранжа Земля – Луна 2Марс переводная орбита<1.0[7]
Марс переводная орбитаНизкий Марс орбита2.7[7] (не минимальный)
земной шар скорость убегания (C3 = 0)Ближайший НЕО[9]0.8–2.0

Согласно Марсдену и Россу, «энергетические уровни Солнца и Земли L1 и я2 точки отличаются от точек системы Земля – Луна всего на 50 м / с (измеряется скоростью маневра) ".[10]

Мы можем применить формулу

(где μ = GM - стандартный гравитационный параметр солнца, смотри Переходная орбита Хомана) для вычисления Δv в км / с, необходимых для прибытия в различные пункты назначения с Земли (принимая круговые орбиты планет и используя расстояние перигелия для Плутона). В этой таблице столбец "Δv "выход на орбиту Хомана с орбиты Земли" дает изменение скорости Земли до скорости, необходимой для попадания на эллипс Гомана, другой конец которого будет на желаемом расстоянии от Солнца. Столбец с надписью "v, выходящий с НОО" дает необходимую скорость ( в невращающейся системе отсчета с центром на Земле) на высоте 300 км над поверхностью Земли. Это получается добавлением к удельной кинетической энергии квадрата скорости (7,73 км / с) этой низкой околоземной орбиты (т. е. глубина гравитационного колодца Земли на этом НОО). Столбец «Δv от НОО »- 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 все равно будет значительной, и для выхода на орбиту вокруг планеты либо воздушный захват необходимо использовать атмосферу планеты, или требуется больше Δv.

Пункт назначенияОрбитальный радиус
(AU)
Δv выйти на орбиту Хомана
с орбиты Земли
Δv
выход из LEO
Δv
от LEO
солнце029.831.724.0
Меркурий0.397.513.35.5
Венера0.722.511.23.5
Марс1.522.911.33.6
Юпитер5.28.814.06.3
Сатурн9.5410.315.07.3
Уран19.1911.315.78.0
Нептун30.0711.716.08.2
Плутон29,66 (перих.)11.616.08.2
бесконечность12.316.58.8

В Новые горизонты Космический зонд к Плутону достиг околоземной скорости более 16 км / с, чего было достаточно, чтобы убежать от Солнца. (Он также получил импульс от пролета Юпитера.)

Чтобы попасть на солнце, на самом деле нет необходимости использовать Δv 24 км / с. Можно использовать 8,8 км / с, чтобы уйти очень далеко от Солнца, а затем использовать пренебрежимо малое Δv довести момент импульса до нуля, а 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 помощь гравитации. Есть также возможности использования одной планеты, например Венеры, к которой легче всего добраться, чтобы помочь добраться до других планет или Солнца. В Галилео космический корабль использовал Венеру один раз и Землю дважды, чтобы достичь Юпитера. В Улисс солнечный зонд использовал Юпитер, чтобы выйти на полярную орбиту вокруг Солнца.

Дельта-vs между Землей, Луной и Марсом

Дельта-V для внутренней части Солнечной системы.svg

Delta-v нужен для различных орбитальных маневров с использованием обычных ракет.[8][11]

Клавиша сокращений
  • Спасательные орбиты с низким перицентрC3 = 0
  • Геостационарная орбитаGEO
  • Геостационарная переходная орбитаGTO
  • Земля – Луна L5 Точка лагранжианаL5
  • низкая околоземная орбитаЛЕО
  • Лунная орбита означает низкую лунную орбиту
  • Красные стрелки показывают необязательные аэротормоз/воздушный захват может выполняться в этом конкретном направлении, черные числа обозначают дельта-v в км / с, которые применяются в любом направлении. Передачи с более низким значением дельта-v, чем показано, часто могут быть достигнуты, но включают редкие окна передачи или занимают значительно больше времени, см.: нечеткие орбитальные переводы.
  • Электродвигатели, идущие с Марса C3 = 0 на Землю C3 = 0 без использования Эффект Оберта нужен больший Delta-v от 2,6 до 3,15 км / с.[12] Показаны не все возможные ссылки.
  • Дельта-v для передачи C3 = 0 на Марс должна применяться в перицентре, то есть сразу после ускорения до траектории ухода, и не согласуется с приведенной выше формулой, которая дает 0,4 с Земли и 0,65 с Марса.
  • Цифры для LEO в GTO, GTO в GEO и LEO в GEO противоречивы.[а] Цифра 30 для ЛЕВ к солнцу тоже завышена.[b]

Околоземные объекты

Околоземные объекты являются астероидами, орбиты которых могут приблизиться к 0,3 астрономические единицы земли. 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.[13] Но у NEO с низкими бюджетами delta-v синодические периоды, а интервалы между моментами максимального сближения с Землей (и, следовательно, наиболее эффективных миссий) могут составлять десятилетия.[14][15]

Дельта-v, необходимая для возврата от объектов, сближающихся с Землей, обычно довольно мала, иногда до 60 м / с (200 футов / с), с воздушный захват используя атмосферу Земли.[13] Тем не мение, тепловые экраны для этого требуются, которые добавляют массу и ограничивают геометрию космического корабля. Орбитальная фазировка может быть проблематичной; после достижения рандеву окна возврата с низким дельта-v могут быть довольно далеко друг от друга (более 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.

Смотрите также

Примечания

  1. ^ Сумма LEO для GTO и GTO для GEO должна равняться LEO для GEO. Точные цифры зависят от того, какая низкая околоземная орбита используется. В соответствии с Геостационарная переходная орбитаскорость ГТО в перигее может составлять всего 9,8 км / с. Это соответствует НОО на высоте около 700 км, где его скорость будет 7,5 км / с, что дает дельта-v 2,3 км / с. Начиная с более низкого LEO, потребуется больше дельта-v, чтобы добраться до GTO, но тогда общая сумма для LEO в GEO должна быть выше.
  2. ^ Скорость Земли по орбите вокруг Солнца составляет в среднем 29,78 км / с, что эквивалентно удельной кинетической энергии 443 км.2/ с2. К этому следует добавить потенциальную энергетическую глубину НОО, около 61 км.2/ с2, чтобы дать кинетическую энергию около Земли 504 км2/ с2, что соответствует скорости 31,8 км / с. Поскольку скорость НОО составляет 7,8 км / с, дельта-v составляет всего 24 км / с. Было бы возможно добраться до солнца с меньшим дельта-v, используя гравитация помогает. Видеть Солнечный зонд Parker. Также можно пройти длинный путь, удалившись от Солнца (Δv 8,8 км / с), а затем, используя очень малое Δv, компенсировать угловой момент и упасть на Солнце.

Рекомендации

  1. ^ Замороженные лунные орбиты В архиве 9 февраля 2007 г. Wayback Machine
  2. ^ список дельта-v[мертвая ссылка]
  3. ^ Роберт В. Фаркуар (Июнь 1972 г.). "Лунная станция на галоорбитальной орбите" (PDF). Астронавтика и воздухоплавание. 10 (6): 59–63. Архивировано из оригинал (PDF) на 2015-12-25. Получено 2016-03-17. На рисунке 2 показано, как добраться от LEO до L2 с помощью трех импульсов с общей дельта-v 11398 футов в секунду, или 3,47 км / с.
  4. ^ Венделл Менделл; Стивен Хоффман. «Стратегические соображения для инфраструктуры окололунного космоса». Архивировано из оригинал 13 января 2003 г. Дата не указана. Дает данные о переходе с НОО на ГСО, L1, поверхности Луны и уходе с Марса.
  5. ^ а б Концепции FISO «Gateway» 2010, разные авторы стр. 26 В архиве 26 апреля 2012 г. Wayback Machine
  6. ^ а б Уитли, Райан; Мартинес, Роланд (21 октября 2015 г.). "Варианты размещения орбит в предлунном пространстве" (PDF). nasa.gov. НАСА. Получено 19 сентября 2018.
  7. ^ а б c Франк Зеглер; Бернард Куттер (2010). «Переход к архитектуре космического транспорта на базе депо» (PDF). Архивировано из оригинал (PDF) 20 октября 2011 г.
  8. ^ а б c d е ж грамм час я «Ракеты и космический транспорт». Архивировано из оригинал 1 июля 2007 г.. Получено 1 июня, 2013.
  9. ^ "Список НЕО".
  10. ^ «Новые методы в небесной механике и проектировании миссий». Бык. Амер. Математика. Soc.
  11. ^ «Калькулятор Дельта-В». В архиве с оригинала от 12 марта 2000 г. Дает значения 8,6 от поверхности Земли до НОО, 4,1 и 3,8 для НОО до лунной орбиты (или L5) и GEO соответственно, 0,7 для L5 до лунной орбиты и 2,2 для лунной орбиты до поверхности Луны. Цифры взяты из главы 2 книги Космические поселения: исследование дизайна на сайте НАСА.
  12. ^ ""Ионное движение для миссии по возвращению пробы с Марса "Джон Р. Брофи и Дэвид Х. Роджерс, AIAA-200-3412, таблица 1" (PDF). Архивировано из оригинал (PDF) на 07.08.2011.
  13. ^ а б "Околоземный астероид Дельта-V для сближения космического корабля". Лаборатория реактивного движения НАСА.
  14. ^ «Исследование траекторий сближения астероидов». ccar.colorado.edu. Архивировано из оригинал на 2017-04-10. Получено 2017-02-02.
  15. ^ «НАСА запускает новый веб-сайт для планирования межпланетных путешествий». Space.com. Получено 2017-02-02.

внешняя ссылка