델타-v 예산

초당 델타-v(피트) 및 전형적인 아폴로 달 착륙 임무에 필요한 연료.

우주역학과 항공우주에서 델타-v 예산은 우주 임무에 필요한 속도(델타-v)의 총 변화량을 추산한 것이다.이는 임무 수행 중 필요한 각 추진 기동을 수행하는 데 필요한 델타-V의 합으로 계산된다.Tsiolkovsky 로켓 방정식에 대한 입력으로 주어진 빈 질량과 추진체계의 차량에 얼마나 많은 추진체가 필요한지 결정한다.

델타-v는 원하는 궤도에만 의존하는 스칼라 양이며 우주 차량의 질량에 의존하지 않는다.예를 들어, 비록 더 무거운 통신 위성을 낮은 지구 궤도에서 지동기 궤도로 전송하기 위해서는 더 가벼운 것보다 더 많은 연료가 필요하지만, 필요한 델타-V는 같다.델타-v는 로켓 연소 시간과는 대조적으로 첨가물로, 후자는 더 많은 연료가 소모되었을 때 나중에 임무에서 더 큰 영향을 미친다.

서로 다른 우주 체제 사이에서 이동하는데 필요한 델타-v의 표는 우주 임무의 개념 계획에 유용하다.대기가 없는 경우, 델타-V는 어느 방향의 궤도 변화에 대해 일반적으로 동일하다. 특히 속도를 얻고 잃는 것은 동일한 노력을 한다.대기는 에어로브레이킹으로 우주선의 속도를 늦추는 데 이용될 수 있다.

일반적인 델타-v 예산은 다양한 종류의 기동, 기동당 델타-v 및 임무 수행 기간 동안 필요한 각 기동 수를 열거한 다음, 일반적인 재정 예산과 거의 같은 총 델타-v를 합한 것이다.임무 달성에 필요한 델타-v는 보통 중력체의 상대적인 위치에 따라 다르기 때문에 발사 시간에 맞춰 계획된 델타-v를 보여주는 pigchop 플롯에서 발사 창을 계산하는 경우가 많다.

통칙, 일반원칙

티올코프스키 로켓 방정식은 로켓의 델타-v(단계)가 차량의 연료 대 비어 있는 질량 비율의 로그와 로켓 엔진의 특정한 충동에 비례한다는 것을 보여준다.우주-이동 궤적을 설계할 때 핵심 목표는 목적지에 특정 탑재물을 성공적으로 전달하는 데 필요한 로켓의 크기와 비용을 줄이기 위해 필요한 델타-v를 최소화하는 것이다.

가장 단순한 델타-v 예산은 타원형 전달 궤도를 통해 한 원형 궤도에서 다른 동일 평면 궤도로 이동하는 Hohmann transfer로 계산할 수 있다.어떤 경우에는 생물-엘립틱 전송이 더 낮은 델타-V를 제공할 수 있다.

궤도가 일직선이 아닐 때 더 복잡한 전달이 발생한다.이 경우 궤도의 평면을 바꾸는 데 필요한 추가 델타-v가 있다.차량의 속도는 두 궤도면의 교차점에서 상당한 화상이 필요하며 델타-v는 보통 매우 높다.그러나 어떤 경우에는 행성체의 중력과 질량을 이용하여 편향^{[citation needed]} 작업을 수행한다면 이러한 평면 변화는 거의 자유로워질 수 있다.다른 경우에, 상대적으로 높은 고도 아포피시스까지 상승하면 비행기 변경을 수행하기 전에 속도가 낮기 때문에 총 델타-V가 더 낮아진다.

새총 효과는 속도/에너지 증가를 위해 사용될 수 있다; 만약 자동차가 행성이나 달의 몸을 통과한다면, 태양이나 다른 행성에 대한 그 몸의 궤도 속도의 일부를 집어들 수 있다(또는 잃을 수도 있다).

또 다른 효과는 Oberth 효과 - 낮은 잠재 에너지/고속에서 추진제를 사용하면 화상의 효과가 배가되기 때문에 필요한 델타-v를 크게 감소시키는 데 사용될 수 있다.따라서 예를 들어, 지구의 궤도 반지름에서 화성의 궤도 반지름으로 (태양의 중력을 극복하기 위해) 호만 이전을 위한 델타-v는 초당 수 킬로미터지만, 지구의 중력을 극복하기 위해 낮은 지구 궤도(LEO) 위와 위에서의 증분 화상은 화상이 지구와 가깝게 이루어지면 마에 도달하기 위한 화상에 비해 훨씬 적다.rs 전달 궤도는 지구 궤도에서 수행되지만 지구에서 멀리 떨어져 있다.

덜 사용되는 효과는 낮은 에너지 전달이다.이것들은 궤도 공진 및 라그랑주 포인트에 가까운 궤적을 선택함으로써 작용하는 매우 비선형적인 효과들이다.그것들은 매우 느릴 수 있지만 델타-V를 거의 사용하지 않는다.

델타-v는 천체의 위치와 움직임에 따라 달라지기 때문에, 특히 새총 효과와 오베르스 효과를 사용할 때는 발사 시간에 따라 델타-v 예산이 달라진다.이것들은 돈까스 플롯에 그려질 수 있다.

코스 수정은 보통 추진제 예산이 필요하다.추진 시스템은 항상 정확하게 올바른 방향으로 정확한 추진력을 제공하지 않으며, 항법 또한 일부 불확실성을 야기한다.일부 추진체는 최적 궤적과의 변화를 보정하기 위해 예비될 필요가 있다.

예산

태양계에서 선택된 신체의 델타-v 지도(화상이 경련에 있다고 가정하고 중력 보조 및 기울기 변화는 무시됨)(전체 크기)

발사/착륙

아궤도 우주 비행에 대한 델타-v 요구사항은 궤도 우주 비행에 비해 훨씬 낮다.안사리 X상 고도 100km의 경우 우주선 1호는 약 1.4km/s의 델타-v가 필요했다.국제우주정거장의 초기 낮은 지구 궤도인 300km(현재 400km)에 도달하기 위해 델타-v는 약 9.4km/s로 6배 이상 높다.로켓 방정식의 기하급수적인 성질 때문에 궤도 로켓은 상당히 커야 한다.

LEO로 발사—이것은 0에서 7.8 km/s까지의 속도를 증가시킬 뿐만 아니라, 일반적으로 대기 드래그와 중력^{[citation needed]} 드래그에 대해서도 1.5-2 km/s의 속도를 필요로 한다.
LEO에서 재진입—대기로 진로를 낮추기 위해 필요한 델타-V는 궤도 기동 화상으로, 대기 드래그가 나머지를 처리한다.

지구-달 공간—높은 추력

지구-달 시스템 내부 이동에 필요한 델타-v(탈출 속도보다 낮은 속도)는 km/s 단위로 제시된다.이 표는 Oberth 효과가 사용되고 있다고 가정한다. 이는 높은 추력 화학 추진력에서는 가능하지만 전류(2018년 기준) 전기 추진력에서는 가능하지 않다.

LEO 수치 복귀는 열 차폐와 에어로브레이킹/에어로캡쳐가 속도를 최대 3.2km/s까지 감소시킨다고 가정한다.열 차폐는 질량을 15% 증가시킨다.열 차폐를 사용하지 않는 경우, 더 높은 "LEO에서" 델타-v 수치가 적용된다.에어로브레이킹을 교체하는 데 필요한 여분의 추진체는 열 차폐보다 무거울 가능성이 높다.LEO-Ken은 적도 28도의 경사로 케네디 우주센터에서 발사된 것에 해당하는 낮은 지구 궤도를 가리킨다.LEO-Eq는 적도 궤도다.^{[필요하다]}

q	레오켄	레오이크	지오	EML-1	EML-2^[1]	EML-4/5	엘로	달	C3=0
지구	9.3–10
지구 저궤도(LEO-Ken)		4.24	4.33	3.77	3.43	3.97	4.04	5.93	3.22
지구 저궤도(LEO-Eq)	4.24		3.90	3.77	3.43	3.99	4.04	5.93	3.22
정지 궤도(GEO)	2.06	1.63		1.38	1.47	1.71	2.05	3.92	1.30
라그랑지안 포인트 1(EML-1)	0.77	0.77	1.38		0.14	0.33	0.64	2.52	0.14
라그랑지안점2(EML-2)	0.33	0.33	1.47	0.14		0.34	0.64	2.52	0.14
라그랑지안점 4/5 (EML-4/5)	0.84	0.98	1.71	0.33	0.34		0.98	2.58	0.43
저월 궤도(LO)	0.90	0.90	2.05	0.64	0.65	0.98		1.87	1.40
달 표면	2.74	2.74	3.92	2.52	2.53	2.58	1.87		2.80
접지 탈출 속도(C3=0)	0	0	1.30	0.14	0.14	0.43	1.40	2.80

지구-달 공간—저추력

현재의 전기 이온 추진기는 매우 낮은 추력(밀리뉴턴, g의 소분수를 산출함)을 생성하기 때문에 보통 Oberth 효과를 사용할 수 없다.이것은 높은 추진력 화학 로켓에 비해 더 높은 델타-v와 종종 큰 시간 증가를 필요로 하는 여정을 초래한다.그럼에도 불구하고 전기 추진기의 높은 특정 임펄스는 비행 비용을 크게 줄일 수 있다.지구-달 시스템에서의 임무의 경우, 며칠에서 몇 달로 여행 시간의 증가는 인간 우주 비행에 허용되지 않을 수 있지만, 행성간 비행에 대한 비행 시간의 차이는 덜 크고 유리할 수 있다.

아래 표는 위의 높은 추력 부분에서 설명한 대로 에어로브레이킹을 사용하지 않는 한, 일반적으로 2개의 중요한 숫자로 정확한 델타-v를 km/s 단위로 표시하며 양방향 모두 동일하다.^[2]

보낸 사람	에게	델타-v(km/s)
지구 저궤도(LEO)	지구-문 라그랑지안 1(EML-1)	7.0
지구 저궤도(LEO)	정지궤도(GEO)	6.0
지구 저궤도(LEO)	저월 궤도(LO)	8.0
지구 저궤도(LEO)	Sun-Earth Lagrangian 1 (SEL-1)	7.4
지구 저궤도(LEO)	Sun-Earth Lagrangian 2 (SEL-2)	7.4
지구-문 라그랑지안 1(EML-1)	저월 궤도(LO)	0.60–0.80
지구-문 라그랑지안 1(EML-1)	정지궤도(GEO)	1.4–1.75
지구-문 라그랑지안 1(EML-1)	태양-지구 래그랑지안 2(SEL-2)	0.30–0.40

^[2]

Earth Door Gateway - 높은 추력

달관문 우주정거장은 달 주변에 7일간 고타원형 근직선 후광궤도(NTIHE)에 배치될 예정이다.지구에서 발사된 우주선은 달의 동력 비행을 하고, NTIH 궤도 삽입 화상으로 게이트웨이가 궤도의 아포캡시스 지점에 접근할 때 게이트웨이에 도킹하게 된다.^[3]

보낸 사람	에게	델타-v(km/s)
지구 저궤도(LEO)	TLI(Trans-Lunar Injection)	3.20
TLI(Trans-Lunar Injection)	저(극) 달 궤도(LO)	0.90
TLI(Trans-Lunar Injection)	루나 게이트웨이	0.43
루나 게이트웨이	저(극) 달 궤도	0.73
저(극) 달 궤도	루나 게이트웨이	0.73
루나 게이트웨이	EI(접지 인터페이스)	0.41

^[3]

행성간

이 우주선은 화학 추진력과 오버스 효과를 이용하고 있는 것으로 추정된다.

보낸 사람	에게	델타-v(km/s)
레오	화성 전이 궤도	4^[4].3("최소"가 아닌 "최소")
접지 탈출 속도(C3=0)	화성 궤도를 옮기다	0.6^[5]
화성 궤도를 옮기다	화성 궤도를 포착하다	0.9^[5]
화성 궤도를 포착하다	데이모스 궤도를 옮기다	0.2^[5]
데이모스 궤도를 옮기다	데이모스 표면	0.7^[5]
데이모스 궤도를 옮기다	포보스 궤도를 옮기다	0.3^[5]
포보스 궤도를 옮기다	포보스 표면	0.5^[5]
화성 궤도를 포착하다	저화성 궤도	1.4^[5]
저화성 궤도	화성 표면	4.1^[5]
지구-달 라그랑주점 2	화성 전이 궤도	<1.0^[4]
화성 전이 궤도	저화성 궤도	2^[4].7 (최소값이 아님)
접지 탈출 속도(C3=0)	가장 가까운 NEO^[6]	0.8–2.0

마스덴과 로스에 따르면, "태양-지구₁ L과₂ L 지점의 에너지 수준은 지구-달 시스템의 그것과 불과 50 m/s(이동 속도로 측정했을 때) 차이가 난다."^[7]

우리는 공식을 적용할 수 있다.

\Delta v={\sqrt {}{r_{1}:{1}}\frac {\sqrt{2r_{2}}:{r_{1}+r_{2}}-1\오른쪽)}

(여기서 μ = GM은 태양의 표준 중력 매개변수, Hohmann 전달 궤도를 참조) 지구로부터 다양한 목적지에 도착하는 데 필요한 Δv(행성의 경우 원형 궤도를, 명왕성의 경우 근거리 사용)를 계산한다.이 표에서 "지구 궤도에서 호만 궤도로 진입하는 Δv"라는 표는 지구의 속도에서 태양으로부터 원하는 거리에 다른 끝이 있는 호만 타원에 오르는 데 필요한 속도로 변화를 준다."LEO에서 나가는 v"라는 라벨이 붙은 이 열은 지구 표면에서 300km 위에 있을 때 필요한 속도를 제공한다(지구에서) 필요한 속도를 제공한다.이것은 특정 운동 에너지에 이 낮은 지구 궤도의 속도(7.73 km/s)의 제곱(즉, 이 LEO에서 지구의 중력의 깊이)을 더함으로써 얻어진다."LEO에서 Δv" 열은 단순히 이전 속도에서 7.73 km/s를 뺀 것이다.전달 시간은 $((1+{\text{orbital radius}})/2)^{3/2}/2$ ( $((1+{\text{orbital radius}})/2)^{3/2}/2$ + $((1+{\text{orbital radius}})/2)^{3/2}/2$ ) $((1+{\text{orbital radius}})/2)^{3/2}/2$ / $((1+{\text{orbital radius}})/2)^{3/2}/2$ ) $((1+{\text{orbital radius}})/2)^{3/2}/2$ / $((1+{\text{orbital radius}})/2)^{3/2}/2$ ${\displaystyle ((1+{\text{orbital radius})/2)^{3/2}/$ 2} $년$ 으로 $((1+{\text{orbital radius}})/2)^{3/2}/2$ 계산된다.

표의 값은 행성의 궤도 거리에 도달하는 데 필요한 Δv만 제공한다는 점에 유의하십시오.행성에 대한 상대적인 속도는 여전히 상당할 것이며, 행성 주위의 궤도에 진입하기 위해서는 행성의 대기를 이용하여 비행 적응이 필요하거나, 아니면 Δv가 더 필요하다.

목적지	궤도 반지름 (AU)	Δv를 Hohmann 궤도에 진입 지구 궤도에서	Δv 탈퇴 LEO	Δv LEO 출신	환승시간
태양	0	29.8	31.7	24.0	2.1개월
수성.	0.39	7.5	13.3	5.5	3.5개월
금성	0.72	2.5	11.2	3.5	4.8개월
화성	1.52	2.9	11.3	3.6	8.5개월
목성	5.2	8.8	14.0	6.3	2.7년
토성	9.54	10.3	15.0	7.3	6.0년
천왕성	19.19	11.3	15.7	8.0	16.0년
해왕성	30.07	11.7	16.0	8.2	30.6년
명왕성	29.66 (페리히)	11.6	16.0	8.2	45.5년
1광년	63,241	12.3	16.5	8.8	280만년

명왕성에 대한 뉴호라이즌스 우주 탐사선은 태양으로부터 탈출하기에 충분한 16 km/s 이상의 지구 근접 속도를 달성했다. (이것은 또한 목성의 플라이 바이에서 힘을 얻었다.)

태양에 도달하기 위해서, 실제로 24 km/s의 Δv를 사용할 필요는 없다.8.8km/s를 이용하여 태양으로부터 매우 멀리 떨어진 곳에 간 다음, 무시할 수 있는 Δv를 사용하여 각운동량을 0으로 만든 다음, 태양에 떨어질 수 있다.이는 1회 위아래로 두 번의 호만 전근으로 간주할 수 있다.또한, 이 표는 중력 보조를 위해 달을 사용할 때 적용되는 값을 제공하지 않는다.다른 행성이나 태양에 가는 것을 돕기 위해 가장 쉽게 갈 수 있는 금성과 같은 하나의 행성을 사용할 가능성도 있다.갈릴레오 우주선은 목성에 도달하기 위해 금성을 한 번, 지구를 두 번 사용했다.율리시스 태양 탐사선은 태양 주위를 도는 극궤도에 오르기 위해 목성을 이용했다.

지구, 달, 화성의 델타-vs

델타-v는 재래식 로켓을 사용하는 다양한 궤도 비행기에 필요했다.^[5]^[8]

약어 키

낮은 심연으로 탈출 궤적 – C3 = 0
정지 궤도 – GEO
정지궤도 - GTO
Earth-Moon₅ Lagrangian 포인트 – L5
낮은 지구 궤도 – LEO
달 궤도는 낮은 달 궤도를 의미한다.
빨간색 화살표는 특정 방향에서 선택적 에어로브레이킹/에어로캡처(aerocapture)를 수행할 수 있는 위치를 나타내며, 검은 숫자는 어느 방향으로든 적용되는 델타-v를 km/s로 제공한다.표시된 것보다 낮은 delta-v 전송은 종종 달성될 수 있지만 드물게 전송 윈도우를 포함하거나 상당히 오래 걸린다(참조: 퍼지 궤도 전송).
Oberth 효과를 사용하지 않고 화성 C3 = 0에서 지구 C3 = 0으로 가는 전기 추진 차량은 2.6 km/s에서 3.15 km/s 사이의 더 큰 델타 v가 필요하다.^[9]가능한 모든 링크가 표시되는 것은 아니다.
C3 = 0에서 화성으로의 델타-v 전송은 탈출 궤도로 가속한 직후, 즉 페리센트에서 적용되어야 하며, 위 공식에 동의하지 않아야 하며, 지구 탈출에서 0.4와 화성 탈출에서 0.65를 얻을 수 있다.
LEO에서 GTO로, GTO에서 GEO로, LEO에서 GEO로 각각 수치가 일치하지 않는다.^[a]LEO에서 태양까지 30이라는 수치도 너무 높다.^[b]

지구 가까이 있는 물체

지구 가까이 있는 물체는 궤도가 지구에서 약 0.3 천문단위 내에 이를 수 있는 소행성이다.달이나 화성보다 더 쉽게 도달할 수 있는 수천 개의 물체가 있다.LEO의 편도 델타-v 예산은 3.8km/s(1만2000ft/s)로 달 표면에 도달하는 데 필요한 델타-v의 3분의 2에도 못 미친다.^[10]그러나 델타-v 예산이 낮은 NEO는 긴 동기화 기간을 가지며, 지구에 가장 가까운 접근 시간(따라서 가장 효율적인 임무) 사이의 간격은 수십 년이 될 수 있다.^[11]^[12]

Near-Earth 물체에서 돌아오는 데 필요한 델타-v는 보통 매우 작으며 때로는 60m/s(200ft/s)까지 낮으며, 지구의 대기를 이용한 항공 적응이 가능하다.^[10]그러나 질량을 더하고 우주선 기하학을 구속하는 이를 위해서는 열 차폐가 필요하다.궤도 페이징은 문제가 될 수 있다. 일단 랑데뷰가 성사되면 낮은 델타-v 복귀 창문은 신체에 따라 상당히 멀리 떨어져 있을 수 있다.

일반적으로 지구보다 훨씬 멀리 있거나 태양에 가까운 육체는 여행을 위한 창이 더 자주 나타나지만, 보통 더 큰 델타-v를 필요로 한다.

참고 항목

메모들

^ LEO와 GTO의 합과 GTO와 GEO의 합은 LEO와 GEO가 같아야 한다.정확한 수치는 어떤 낮은 지구 궤도를 사용하느냐에 달려 있다.정지궤도 이동 궤도에 따르면, 대기권에서의 GTO 속도는 단지 9.8 km/s일 수 있다.이는 약 700km 고도에서 LEO에 해당하며, 여기서 속도는 7.5km/s로 델타 v는 2.3km/s이다.낮은 LEO에서 출발하면 GTO에 도착하려면 델타-v가 더 필요하지만, LEO에서 GEO까지의 총계는 더 높아야 한다.
^ 태양 주위를 도는 궤도에서 지구의 속도는 평균 29.78km/s로, 443km²/s의² 특정 운동에너지에 해당한다.여기에는 31.8 km/s의² 속도에 해당하는 504 km²/s의² 운동 에너지를 지구와 가깝게 제공하기 위해 약 61 km²/s의 잠재적 에너지 깊이를 추가해야 한다.LEO 속도는 7.8km/s이기 때문에 델타-v는 24km/s에 불과하다.중력 보조 장치를 사용하면 적은 델타-V로 태양에 도달할 수 있을 것이다.파커 솔라 프로브를 참조하십시오.태양으로부터 멀리 떨어진 길(Δv 8.8km/s)을 택한 다음 매우 작은 Δv를 이용하여 각운동량을 취소하고 태양에 떨어지는 것도 가능하다.

참조

^ Robert W. Farquhar (Jun 1972). "A Halo-Orbit Lunar Station" (PDF). Astronautics & Aeronautics. 10 (6): 59–63. Archived from the original (PDF) on 2015-12-25. Retrieved 2016-03-17.
^ ^a ^b FISO "게이트웨이" 개념 2010, 다양한 저자 페이지 26 2012년 4월 26일 웨이백 기계에 보관
^ ^a ^b Whitley, Ryan; Martinez, Roland (21 October 2015). "Options for Staging Orbits in Cis-Lunar Space" (PDF). nasa.gov. NASA. Retrieved 19 September 2018.
^ ^a ^b ^c Frank Zegler; Bernard Kutter (2010). "Evolving to a Depot-Based Space Transportation Architecture" (PDF). Archived from the original (PDF) on October 20, 2011.
^ ^a ^b ^c ^d ^e ^f ^g ^h ⁱ "Rockets and Space Transportation". Archived from the original on July 1, 2007. Retrieved June 1, 2013.
^ "NEO list". Archived from the original on 2001-06-03.
^ "New methods in celestial mechanics and mission design". Bull. Amer. Math. Soc.
^ "Delta-V Calculator". Archived from the original on March 12, 2000. 지구 표면에서 8.6을 LEO로, LEO에서 달 궤도(또는 L5)로 4.1과 3.8을, L5에서 달 궤도로의 경우 0.7을, 달 표면에서 달 궤도로의 2.2를 나타낸다.그 수치는 NASA 웹사이트의 우주 정착: 디자인 연구 제2장에서 나왔다.
^ ""Ion Propulsion for a Mars Sample Return Mission" John R. Brophy and David H. Rodgers, AIAA-200-3412, Table 1" (PDF). Archived from the original (PDF) on 2011-08-07.
^ ^a ^b "Near-Earth Asteroid Delta-V for Spacecraft Rendezvous". JPL NASA. Archived from the original on 2001-06-03.
^ "Investigation of Asteroid Rendezvous Trajectories". ccar.colorado.edu. Archived from the original on 2017-04-10. Retrieved 2017-02-02.
^ "NASA Launches New Website to Plan Interplanetary Voyages". Space.com. Retrieved 2017-02-02.

외부 링크

자바스크립트 델타 V 계산기
장식 델타-V 지도
원자 로켓 - 미션은 무엇인가?델타-v의 긴 웹 페이지(출처가 아님 - 이 기사를 인용함)

[10] LEO와 GTO의 합과 GTO와 GEO의 합은 LEO와 GEO가 같아야 한다.정확한 수치는 어떤 낮은 지구 궤도를 사용하느냐에 달려 있다.정지궤도 이동 궤도에 따르면, 대기권에서의 GTO 속도는 단지 9.8 km/s일 수 있다.이는 약 700km 고도에서 LEO에 해당하며, 여기서 속도는 7.5km/s로 델타 v는 2.3km/s이다.낮은 LEO에서 출발하면 GTO에 도착하려면 델타-v가 더 필요하지만, LEO에서 GEO까지의 총계는 더 높아야 한다.

[11] 태양 주위를 도는 궤도에서 지구의 속도는 평균 29.78km/s로, 443km²/s의² 특정 운동에너지에 해당한다.여기에는 31.8 km/s의² 속도에 해당하는 504 km²/s의² 운동 에너지를 지구와 가깝게 제공하기 위해 약 61 km²/s의 잠재적 에너지 깊이를 추가해야 한다.LEO 속도는 7.8km/s이기 때문에 델타-v는 24km/s에 불과하다.중력 보조 장치를 사용하면 적은 델타-V로 태양에 도달할 수 있을 것이다.파커 솔라 프로브를 참조하십시오.태양으로부터 멀리 떨어진 길(Δv 8.8km/s)을 택한 다음 매우 작은 Δv를 이용하여 각운동량을 취소하고 태양에 떨어지는 것도 가능하다.

[1] Robert W. Farquhar (Jun 1972). "A Halo-Orbit Lunar Station" (PDF). Astronautics & Aeronautics. 10 (6): 59–63. Archived from the original (PDF) on 2015-12-25. Retrieved 2016-03-17.

[FISO-2] FISO "게이트웨이" 개념 2010, 다양한 저자 페이지 26 2012년 4월 26일 웨이백 기계에 보관

[Gateway_Orbit-3] Whitley, Ryan; Martinez, Roland (21 October 2015). "Options for Staging Orbits in Cis-Lunar Space" (PDF). nasa.gov. NASA. Retrieved 19 September 2018.

[Zegler-4] Frank Zegler; Bernard Kutter (2010). "Evolving to a Depot-Based Space Transportation Architecture" (PDF). Archived from the original (PDF) on October 20, 2011.

[marsdeltavs-5] ^ ^a ^b ^c ^d ^e ^f ^g ^h ⁱ "Rockets and Space Transportation". Archived from the original on July 1, 2007. Retrieved June 1, 2013.

[6] "NEO list". Archived from the original on 2001-06-03.

[7] "New methods in celestial mechanics and mission design". Bull. Amer. Math. Soc.

[8] "Delta-V Calculator". Archived from the original on March 12, 2000. 지구 표면에서 8.6을 LEO로, LEO에서 달 궤도(또는 L5)로 4.1과 3.8을, L5에서 달 궤도로의 경우 0.7을, 달 표면에서 달 궤도로의 2.2를 나타낸다.그 수치는 NASA 웹사이트의 우주 정착: 디자인 연구 제2장에서 나왔다.

[9] ""Ion Propulsion for a Mars Sample Return Mission" John R. Brophy and David H. Rodgers, AIAA-200-3412, Table 1" (PDF). Archived from the original (PDF) on 2011-08-07.

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