Pytanie:
Jaki byłby koszt Δv sprowadzenia zewnętrznego zbiornika promu kosmicznego na orbitę?
AlanSE
2013-07-17 19:42:21 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Pojawiła się niezależna propozycja, że zewnętrzny zbiornik wahadłowca kosmicznego mógłby zostać podniesiony na całą orbitę, a następnie wykorzystany jako materiał konstrukcyjny w stacjach kosmicznych.

W pod względem budżetu na paliwo, ile by to kosztowało? Prawdopodobnie przekazałbyś większe Δv zewnętrznemu czołgowi, co zmniejszyłoby ładowność, którą możesz zabrać na orbitę. Jak blisko prędkości orbitalnej znajdował się zbiornik zewnętrzny, ile potrzeba dodatkowego paliwa, aby uzyskać go przez resztę drogi i czy byłoby to możliwe mechanicznie w przypadku projektu promu kosmicznego?

Odpowiednia teza: [ANALIZA ORBIT PARKINGOWYCH DLA ZEWNĘTRZNEGO ZBIORNIKA ST NA ORBITIE NISKIEJ ZIEMI] (http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a230530.pdf), JE Cross, 1990 (PDF) artykuł: [Evaluation of Aerodynamic Drag and Torque for External Tanks in Low Earth Orbit] (http://fire.nist.gov/bfrlpubs/build06/PDF/b06026.pdf), WC Stone, C. Witzgall, Journal of Research of National Institute of Standards and Technology, 2006 (PDF)
Słyszałem kiedyś, że wahadłowiec wykonał dodatkowy manewr, aby upewnić się, że zewnętrzny czołg opadnie na wybraną ścieżkę, a umieszczenie go na orbicie faktycznie zużywał * mniej * paliwa niż normalny start. Nie mogę ręczyć za dokładność tego niewyraźnie zapamiętanego stwierdzenia.
Pięć odpowiedzi:
#1
+16
Adam Wuerl
2013-07-18 09:37:13 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Odpowiedź wahadłowa

Aktualizacja: Poprawiłem (ogromny) błąd, który nieprawidłowo ukarał pojazd za podniesienie nominalnego ładunku do MECO-1, kiedy pytanie dotyczyło wyeliminowania nominalny ładunek na rzecz podniesienia pustego ET do stabilnej orbity.


Używając przybliżonych liczb, kosztowałoby to wszystko / nie działał. Umieszczenie ET na orbicie wyeliminowałoby zdolność wahadłowca do przenoszenia jakiegokolwiek innego ładunku, a ET użyty podczas startu wymagałby znacznej modernizacji, aby był przydatny w czymkolwiek innym.

Najpierw matematyka, potem kilka inne powody, dla których wydaje się to złym pomysłem.

Matematyka

Założenia

Obliczenia

W przypadku nominalnej trajektorii wznoszenia na orbitę MECO-1 można umieścić 140 000 kg, która jest podzielona na ET, Orbitera i Ładunek.

Nominalnie ET jest następnie inscenizowany, co zmniejszyło masę przed spaleniem cyrkulacyjnym OMS do 105 000 kg. Korzystając z równania rakiety, możemy obliczyć paliwo OMS wymagane do tego spalania.

$ mpNominal = mfNominal * (e ^ {\ frac {\ Delta V} {g * I_sp}} - 1) $

$ I_sp = 361 s $

$ g = 9,81 \ frac {m} {s ^ 2} $

$ \ Delta V = 150 m / s $

$ mfNominal = 105 000 kg $

$ mpNominal = > 4542,91kg $

Jeśli zamiast tego chcemy podnieść orbitę całej masy MECO-1, otrzymamy wyższa waga paliwa.

$ mpBoostET = mfBoostET * (e ^ {\ frac {\ Delta V} {g * I_sp}} - 1) $ span >

$ mfBoostET = 140 000 kg $ mpBoostET = > 6 057,22 kg $

Tak więc zwiększenie ET wymaga dodatkowych 1514 kg paliwa napędowego OMS. To mniej niż przydział ładunku 22700 kg, więc wydaje się to możliwe (chociaż wahadłowiec musiałby zostać zmodernizowany, aby pomieścić dodatkowe paliwo OMS w ładowni i dostarczyć go do silników OMS - z pewnością możliwe, ale nie trywialne). p>

Uwaga: Jedną z oczywistych opcji zwiększenia wydajności jest użycie wyższych jednostkowych impulsów SSME zamiast silników OMS do spalania cyrkulacyjnego. Wymagałoby to albo bezpośredniej trajektorii wznoszenia (możliwej, ale prawdopodobnie tylko dla orbit na małej wysokości), albo możliwości ponownego uruchomienia SSME (lub przynajmniej jednego z nich). Ponownie możliwe, ale nietrywialne.

Wyzwania

Jednak pomimo technicznej wykonalności pierwszego rzędu, takie podejście wiązałoby się z poważnymi wyzwaniami.

Głównym problemem jest to, że po osiągnięciu orbity czołg wymagałby znacznych przeróbek, aby był użyteczny. Pamiętaj, że nie został zaprojektowany jako siedlisko, został zaprojektowany do przechowywania paliwa i utleniacza dla promu podczas wznoszenia. Każde przystosowanie do podwójnego celu wiązałoby się z kosztem lub wagą. Co ważniejsze, wszelkie modyfikacje na orbicie byłyby dodatkowymi misjami - prawdopodobnie EVA przez astronautów w misjach następczych.

Po opróżnieniu zbiornik jest również (stosunkowo) lekkim obiektem jak na swoje rozmiary (tj. ma niski współczynnik balistyczny). Spowodowałoby to, że wchodziłby ponownie szybciej niż typowe ładunki, które mogą stanowić 2/3 masy, ale (być może) 1/10 przekroju. Wymagałoby to umieszczenia ET na orbicie wyższej niż normalna (zmniejszenie masy dostępnej dla innego ładunku) lub pracy nad zegarem, aby dodać napęd utrzymujący stację pomocniczą do łuski ET (przed opuszczeniem orbity).

Więc złagodzę moją pierwotną odpowiedź i powiem, że technicznie podejście to było prawdopodobnie wykonalne, ale prawdopodobnie będzie drogie i będzie stanowić nietrywialną ewolucję dla programu, który w przeszłości miał problemy z utrzymaniem wysokiego wskaźnika lotu, wykazał dobre wyniki w zakresie bezpieczeństwa lub działał niedrogo.

Każda orbita, na którą dociera prom, ma czas deorbitacji wynoszący lata. Wierzę, że Hubble, który znajduje się dalej niż ISS, powróci około 2024 r. Najniższe orbity mają czas ponownego wejścia na wejście tylko kilka dni.
Mam nadzieję, że wrócę i wykonam obliczenia, które sugerujesz. Na razie jednak chcę zauważyć, że nie rozumiem, w jaki sposób dodanie 150 m / s do 35-tonowego czołgu zastępuje 20-tonowy ładunek (i więcej!), Który jest podnoszony do prędkości 7900 m / s. Wydaje się, że coś w tym jest nie tak. Oczywiście nie jest to po prostu (masa) x (deltaV). Dokładnie omawiam szczegóły, mając nadzieję, że uda mi się rozwiązać problem.
@AlanSE Wydawało się to wyłączone, ponieważ było całkowicie błędne. Dziękuję za komentarz. Wystąpiło wiele błędów. Jednym z nich było podwójne zaksięgowanie masy ładunku podczas wypalenia w obliczeniach, które zrobiłem, ale nie zostały pokazane.
+1. Niezła odpowiedź. Jedna dodatkowa kwestia: gdzie umieścisz dodatkowy propelent OMS? Ponadto 1,514 kg wydaje się niskie, ponieważ cała kapsuła OMS ma prawie 9000 kg - i jest to potrzebne do nominalnej misji, a ty dodajesz około 50% więcej masy. Chyba będę musiał wyciągnąć kalkulator ...
Próbowałem nawiązać do tego powyżej. Prawdopodobnie musiałbyś umieścić czołgi w ładowni Orbiter i zmodyfikować system napędowy, aby je wpuścić, co byłoby ogromnym problemem. Znajdowałoby się tam mnóstwo drobnych szczegółów, od CONOPS ładowania paliwa, przez problemy termiczne, po modyfikację awioniki w celu sterowania dodatkowymi zaworami i gromadzenia dodatkowych danych telemetrycznych.
Ach, przepraszam - widzę, gdzie wspomniałeś o potrzebie większej ilości tankowania.
@AdamWuerl Usunięcie ładunku i zastąpienie go propelentem to dobry przypadek jako argument naukowy. Jak widać, sprowadziło to problem do jednego (poprawnego) równania. Jednak w przypadku rzeczywistej propozycji wydaje się nieskończenie bardziej prawdopodobne, aby jeszcze bardziej zmniejszyć masę ładunku i utrzymać całkowitą masę paliwa na poziomie identycznym z zaplanowanym ładunkiem promu kosmicznego. Masz do wyboru wymianę 1,5 tony ładunku na paliwo lub po prostu całkowite usunięcie 5 ton ładunku. Z równań wynika, że ​​są to prawidłowe opcje, ale nie sądzę, aby ktokolwiek traktował poważnie te nowe ścieżki przepływu paliwa.
@AlanSE Całkowicie zgadzam się, że bardziej wykonalną opcją byłoby po prostu całkowite usunięcie masy ładunku i uzyskanie korzyści polegającej na tym, że nie trzeba będzie go podnosić na orbitę. Jednym z powodów, dla których nie wykonałem obliczeń w ten sposób, jest to, że potrzebowałbym o wiele więcej danych do wykonania obliczeń, a także nie rozwiązuje problemu, że czołg nie jest tak użyteczny.
Dlaczego standardowa waga? Byłoby to najbardziej przydatne w erze ISS, kiedy latali czołgami Al-Li o masie 26,5 t.
Nie uwzględnia to wykorzystania bardziej wydajnych SSME i pozostałości paliwa pędnego w ET do zakończenia wstawiania na orbitę i cyrkulacji. Mogę sobie wyobrazić nawet _ więcej_ ładunku na orbicie, trzymając ET.
@PearsonArtPhoto: „Najgorszy scenariusz przewiduje, że Hubble wróci na Ziemię w 2028 r., A większość modeli sugeruje, że niekontrolowane ponowne wejście na Ziemię nastąpi dopiero w połowie lat trzydziestych XX wieku” - https://www.space.com/29206-how -will-hubble-space-telescope-die.html
@AlanSE: Jeśli modyfikuję czołg, aby był użyteczny na orbicie, chętnie zmodyfikuję go tak, aby mógł pomieścić 1,5 tony więcej.
#2
+6
gunsandrockets
2014-01-05 03:58:17 UTC
view on stackexchange narkive permalink

AlenSE, Erik ma serce odpowiedzi.

Mówiąc najprościej, w momencie oddzielenia zbiornika zewnętrznego wahadłowca ET ma pełną prędkość orbitalną wraz z resztą promu. Ale ponieważ ET nie jest częścią wahadłowca, gdy wahadłowiec cyrkuluje swoją orbitę z oparzeniem OMS, orbita ET przecina się z powierzchnią Ziemi w punkcie Oceanu Indyjskiego.

Jeśli a całkowicie obciążony wahadłowiec próbował wprowadzić kołowo swoją orbitę z nadal podłączonym ET, OMS musiałby wydać około 35% więcej paliwa na spalenie niż normalnie. Z drugiej strony nie wiem, czy OMS ma tego rodzaju nadwyżkę, chociaż uważam, że tak. Ale w najgorszym przypadku spodziewam się, że jeśli ładunek w zatoce wahadłowej zostanie wyrzucony na orbitę po spaleniu cyrkulacyjnym, OMS miałby całkowitą niezbędną pojemność.

Krótka odpowiedź brzmi: wierzę, że w pełni załadowany prom mógł zabrać ET do LEO, pod warunkiem, że misja ładunku wymagała pozostawienia go na orbicie.

Punkt uderzenia ET znajdowałby się na Oceanie Indyjskim tylko w przypadku misji standardowej (ostatni lot statkiem STS-38 w listopadzie 1990 r.); misja bezpośredniego wstawiania (po raz pierwszy odbyła się na STS-41C w kwietniu 1984 r., a później używana w większości misji oraz _wszystkie_ misje z STS-35 dalej, ponieważ pozwalała na większy ładunek i / lub wyższą orbitę) obejmowała dłuższy -duration SSME spalić, zwiększając prędkość pojazdu w MECO (a tym samym jego prędkość w separacji ET) i popychając punkt uderzenia ET na środkowo-wschodni Pacyfik.
#3
+5
AlanSE
2013-07-18 20:01:23 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Równanie rakiety mamy w dwóch segmentach.

  • v_e = 4440 m / s
  • v2 = 150 m / s
  • v1 = 7900 m / s - 150 m / s = 7750 m / s
  • Sama masa orbitera = m_o = 68,585 kg
  • Ładowność (wewnątrz orbitera) = m_p = 24 400 kg
  • zbiornik zewnętrzny = m_t = 35 000 kg

Odniosę się do 4 różnych wartości mas.

  • mL - masa przy starcie
  • m2 - masa tuż przed MECO
  • m2 '- masa tuż za MECO (jeśli jest separacja)
  • m3 - masa, która wchodzi na orbitę

Istota problemu polega na tym, że mamy przypadek odniesienia, w którym masa spada o masę zbiornika zewnętrznego przy rozdzielaniu, a następnie chcemy dowiedzieć się, o ile musimy zmniejszyć ładowność ciężar, aby nadal osiągać orbitę ze zbiornikiem zewnętrznym, co oznacza, że ​​m2 = m2 '. Najpierw jednak musimy wpisać wszystkie wartości dla przypadku referencyjnego.

  • m3 = m_o + m_p = 68,585 kg + 24 400 kg = 92,985 kg

Masę po rozdzieleniu można znaleźć z równania rakiety. Dodaj masę zbiornika zewnętrznego, aby znaleźć masę tuż przed rozdziałem.

  • m2 '= (92,985 kg) * exp ((150 m / s) / (4440 m / s)) = 96,180 kg
  • m2 = 96,180 kg + 35 000 kg = 131,180 kg

Zastosuj ponownie równanie rakiety, aby znaleźć masę podczas startu.

  • mL = (131,180 kg) * exp (7,750 / 4440) = 751 496 kg

Rzeczywista waga wyrzutni wynosi 2 miliony kg. Jednak potrzebuję tylko czegoś do konsekwentnego stosowania teraz między tymi dwoma przypadkami. Ten stopień błędu był w rzeczywistości raczej przewidywalny, ponieważ użyłem zbyt dużej prędkości paliwa i nie uwzględniłem innych materiałów konstrukcyjnych.

-------- koniec odniesienia ---- -----

Wracając do założenia, wprowadzamy ET na orbitę, poświęcając wagę ładunku. To zmieni wagę wahadłowca na platformie startowej i na tym polega trudność. Jednak w przypadku tego problemu możemy faktycznie zastosować równanie rakiety jednostopniowej do pełnej prędkości orbitalnej, ponieważ w naszym fałszywym modelu w ogóle nie ma separacji.

Wprowadzę nowe zmienne sterowane. Potraktuj je jako zdefiniowane przez następujące równania.

  • mL = mL '+ m_p = 727 096,026 kg + m_p
  • m3 = m3' + m_t + m_p = 68 585 kg + m_t + m_p

equation

  • m_p = (727,096,026 - (68585 + 35000) * exp (7900/4440)) / exp ( 7900/4440) = 19,120 kg

Według moich obliczeń masa ładunku została zmniejszona o 5280,5 kg. Brzmi rozsądnie - że tracimy 5 ton ładunku, aby wypchnąć 35 ton materiału zbiornika na ostatni kawałek ścieżki na orbitę.

A teraz, jeśli chodzi o drugą odpowiedź :

Aby być nieco bardziej precyzyjnym, sumę masy wypalenia orbitera i ET, impulsu właściwego OMS i wymaganego ΔV można włączyć do równania rakiety, aby ustalić, ile nadmiaru masa ładunku jest dostępna. Odpowiedź jest liczbą ujemną.

Myślę, że domyśliłem się, co się tutaj stało. Myślę, że to jest to:

m_p = ((106,780 kg) - (103,585 kg) exp ((150 m / s) / (4440 m / s))) / (exp ((150 m / s) / (4440 m / s)) - 1) = -10 601,5052 kilogramów

To obliczenie i liczba pochodzą z zastosowania równania rakiety do ostatniego etapu, po MECO. Problem z tymi obliczeniami polega na tym, że zmniejszasz masę ładunku, ale nie bierz pod uwagę faktu, że będziesz mieć więcej paliwa w (co było wcześniej) MECO, ponieważ zmniejszyłeś ładowność. Zasadniczo jest to jednosegmentowe zastosowanie równania rakiety i nie daje właściwej odpowiedzi. Ze względu na naturę bestii należy rozważyć dwa segmenty zastosowania.

#4
+3
Erik
2013-07-18 06:28:24 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Nie jestem pewien, czy mogę podać konkretną ilość propllentu, ale mogę udzielić odpowiedzi na końcu koperty. Być może ktoś mógłby dodać szczegóły z dokumentów programu Shuttle.

Zbiornik zewnętrzny (ET) odpadł wkrótce po wyłączeniu silnika głównego (MECO). Następnie prom dokonał jednego lub więcej wypaleń OMS w zależności od tego, kiedy w historii programu dokonano uruchomienia. Te oparzenia podniosły perygeum orbity i zakręciły orbitę. Kapsuły OMS miały około 300 m / s delta-V dostępne dla samego Orbitera. Dokonując zgrubnego oszacowania, że ​​połowa (?) Z tego (150 m / s) została wykorzystana do wprowadzenia na orbitę, a połowa do oparzenia deorbitacyjnego, należałoby zapewnić dodatkowe 150 m / s delta-V do ET, aby weź go na niską orbitę wahadłowca.

Pamiętaj, że ET na tej wysokości szybko wleciałby ponownie z powodu małego, ale znaczącego oporu atmosferycznego. Musiałbyś więc albo dodać dodatkowe delta-V, aby jeszcze bardziej podnieść orbitę, albo zaplanować ponowne uruchamianie czołgu co 90-180 dni, tak jak robi to ISS.

Nie zapomnij też o równaniu rakiety. Oprócz zapewnienia dodatkowego delta-V do ET, musisz zapewnić dodatkowe delta-V dla paliwa, którego używasz, aby zapewnić dodatkowe delta-V itd., I tak dalej, i ....

Rozumiem, że ten punkt MECO jest tam, gdzie normalnie zbiornik jest oddzielony i może spaść? Czy chcesz powiedzieć, że przed osiągnięciem orbity punkt miał 300 + 150 m / s?
W MECO apogeum trajektorii było prawidłowe i Orbiter zmierzał pod górę w jego kierunku. Perygeum był jednak nadal zbyt niski i trzeba było go podnieść. Spowodowało to oparzenie (a) OMS. Liczba i typ nagrań OMS zmieniły się w programie, więc niektóre misje będą miały nagranie OMS-1, a inne - nagrywanie OMS-1 i OMS-2 itd. Nazywały się one wstawieniami bezpośrednimi i standardowymi. Jestem prawie pewien, że pojedyncze przypalenie zostało nazwane bezpośrednim.
#5
+2
Shevek23
2017-04-23 08:00:19 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Wiele z przedstawionych tutaj liczb dotyczących mas różnych komponentów wydaje się być pomylonych i na pewno istnieje literówka w Isp podanym dla silników Orbiter OMS - to naprawdę 316 sekund, a nie 361.

Uważam, że Orbiter faktycznie ważył więcej niż podane tutaj liczby, a ET generalnie znacznie mniej - 116-120 ton dla Orbitera na całej powierzchni, 30 do 26 ton dla suchego zbiornika, zawierającego 725 ton tlenu i wodór podczas startu, przymocowany do dwóch SRB o wadze 88 ton, każdy o masie pustej, z 500 tonami paliwa każdy w sumie do 2050 na wyrzutni.

Oto link do strony Norberta Brügge'a:

http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_1/Space_Shuttle/Description/Frame.htm

Zapewnia stałe obciążenie OMS maksymalnie 21,65 tony, co oznacza, że ​​obciążenie różni się w zależności od misji. Masy startowe z wyłączeniem ładunków różnią się dla różnych generacji Orbitera i lotu, ale są bliskie 100 ton, między 94,4 a 105,5. Uważam, że masa obejmuje paliwo OMS i jest bardzo zróżnicowana z tego powodu. Podane ładunki w niektórych przypadkach budzą poważne wątpliwości, ale zwróć uwagę, jak ostatnia dekada użytkowania wahadłowców sprowadziła ładunki poniżej 15 ton, ponieważ przypuszczalnie były to głównie misje na ISS, które są znacznie wyższe na orbicie niż te niższe, które by to spowodowały. zmaksymalizować ładowność - również ISS jest nachylona pod kątem 51,64 stopnia, co utrudnia dotarcie do niej z Canaveral. Im nowszy model Orbiter, tym był lżejszy, więc tylko Endeavour, Atlantis i być może Discovery można było z powodzeniem wykorzystać w misjach ISS - Columbia miała być używana do alternatywnych misji na niższych wysokościach, dopóki nie została utracona.

Ponieważ dyskusja tutaj dotyczy umieszczenia ET na orbicie, przypuszczam, że powinniśmy przyjrzeć się standardom dla późnych misji na ISS. Alternatywą dla wykorzystania ET jako elementu strukturalnego stacji kosmicznej, moglibyśmy chcieć orbitować taki, aby stopniowo uzupełniać paliwo podczas ciężkiej misji kosmicznej, ale nie mając nic lepszego niż wahadłowiec lub być może ciężka wyrzutnia Titan V o nośności około 30 ton do LEO, nie uzupełnilibyśmy szybko takiego zbiornika! Również jego propelenty miałyby tendencję do odparowywania, zwłaszcza wodoru, więc potrzebowalibyśmy dodatkowego tonażu, aby ponownie skroplić wodór (użycie zimnego wodoru, ponowna kondensacja tlenu jest bardzo prosta) - wszystko wskazuje na operacje wysokościowe stacji kosmicznej.

Patrząc na kilka ostatnich kolumn drugiego zestawu tabel „projektowych” Brügge, mamy ładowność nieco poniżej 15 ton, wszystkie masy startowe prawie dokładnie 2050 ton (te są bardzo spójne w całym zakresie wszystkich startów STS od 1981 do 2011), masa Endeavour 101,5 minus ładowność (czyli 116,5 w górę), suchy ET 27 ton, 726 ton paliwa, a SRB łącznie 1178,2 ton. Myślę, że możemy przypisać 3,3 tony rozbieżności dodatkowemu paliwu w dostawie OMS firmy Endeavour, co oznacza, że ​​w rzeczywistości waży prawie 120 ton na stosie.

Jeśli na podstawie pracy wykonanej przez innych powyżej standardowa orbita MECO jest mniejsza od kołowej orbity celu o 150 m / s, aw tym przypadku orbitą docelową jest ISS na wysokości 405 km, wówczas prędkość orbity kołowej wynosi 7670 m / sek. Odjęcie 150 m / s zmniejszyłoby główną oś z 13566 km do 13060 lub o 506 km - co oznacza, że ​​perygeum znajdowałoby się jakieś 99 km poniżej poziomu morza! Nie wiem, czy Endeavour kiedykolwiek został wystrzelony prosto na eliptyczną orbitę MECO tego rodzaju i wykonał pojedyncze spalanie OMS, aby osiągnąć 150 m / s delta V, wymagając około 4,7 procent masy pokładowej, czyli 5,67 tony. Alternatywnie, oczywiście, można go początkowo umieścić na znacznie niższej orbicie, za pomocą orbity MECO spadającej poniżej, powiedzmy, nominalnej orbity parkingowej 200 km, a następnie najpierw zawrócić tam z takim samym spalaniem 150 m / s, poczekaj na fazowanie jego niższej szybszej orbity, aby zrównać się z półokresem orbity transferowej do 405, tak aby zbliżył się do ISS, zanim zrobi drugie spalenie, aby zbliżyć ją do synchronizacji, po czym, oczywiście, będą kapryśne i powolne manewry ostrożnego podejścia. Podejrzewam, że stało się to drugie i jest to również konserwatywne założenie, że tak się stało. Ale różnica energii między orbitą z -100 km perygeum i 200 km apogeum, a orbitą z apogeum 405 km zamiast tego, nie jest ogromna - nieco poniżej 975 KJ / kg, co przy grawitacji powierzchniowej byłoby potencjalną różnicą tylko dla poniżej 100 km wysokości. W przeciwieństwie do prędkości niższej orbity MECO w apogeum, wystarczy dodać 13 m / s do tego, aby przekroczyć energię niezbędną do wyższego apogeum! (Oczywiście nie jest to sposób na zrobienie tego).

Jednak konserwatywne założenie jest takie, że Endeavour najpierw wspina się na 200-kilometrową orbitę parkingową, tam zawraca, a następnie w obliczonym momencie wznosi się na wysokość orbity 405 km i tam zawraca. Pozwala to na elastyczne czasy startu i późniejsze wprowadzenie podejścia do faktycznej lokalizacji stacji kosmicznej.

Wrzuć tonę paliwa więcej, by krążyć po okolicy w poszukiwaniu bezpiecznego dokowania na ustalonej stacji - ale pamiętaj, że podczas pierwszej misji nie jest to konieczne, ponieważ gdziekolwiek statek się zatrzyma, znajduje się lokalizacja ISS! Zakładając, że 150 m / s, jak podano dla pierwszej cyrkulacji, która wymaga 5 2/3 ton śruby, aby wejść na orbitę transferową 200-405 km, wymaga delta-V równego 59,525 m / s, a następnie okrążenie przy 405 wymaga kolejnego 5907 lub 118,595 razem. Wymagane są ponad trzy spalenia, a następnie nieco poniżej 270 m / s, a wszystkie te trzy odnoszą się do tej samej masy początkowej, tutaj najwyraźniej 120 ton, co daje całkowite spalenie paliwa prochowego wynoszące 10 ton. Zwróć uwagę, że jest to blisko połowy maksymalnego zainstalowanego zbiornika. Aby stamtąd wrócić na Ziemię, szacuję, że hamowanie 120 m / s to wystarczające. Należy również pamiętać, że należy to zawsze stosować do masy puchu (po spaleniu) mniejszej niż 105 ton IIRC, ponieważ jest to ograniczone przez obszar podnoszenia i maksymalne temperatury TPS, a górna granica powrotu dotyczy wszystkich modeli Orbitera. lżejsze późniejsze mogą zrobić więcej z tej masy użytkowej. Zatem potrzeba tylko nieco więcej niż 4 tony, a 5 zapewnia wysoki współczynnik bezpieczeństwa dla tego poparzenia. Podejrzewam, że misje na ISS wymagały maksymalnego obciążenia śmigła OMS, 21 2/3 ton, podczas gdy widzimy, że 15 to wszystko, co jest potrzebne do misji nominalnej - co oznacza, że ​​7 ton to współczynnik bezpieczeństwa, w tym przypadku prawie ponad 44 procent. Daje to masę Endeavour, bez ładunku i bez paliwa OMS, ale poza tym załadowaną zapasami dla nominalnej misji, wynoszącą 83,35 tony i teoretyczną całkowitą delta V wynoszącą 1130 m / s lub 880 bez dotykania 7 ton rezerwy OMS, rezerwa zwiększa w ten sposób całkowitą deltę V o 28,4 procent.

A więc jaki jest koszt próby sprowadzenia czołgu na orbitę ISS za pomocą tej trzystopniowej serii wypaleń wynurzających, przy utrzymaniu 12 ton w rezerwie na obniżenie nominalne plus 7 ton na wypadek sytuacji awaryjnych? Nie możemy, jeśli odmówimy dotknięcia którejkolwiek z tych 7 ton, bo oczywiście wyliczyłem rezerwę na podstawie nominalnej misji. Jednak zużywamy mniej niż 10 na fazę wynurzania, a 26-tonowy suchy zaawansowany zbiornik zwiększa nominalną 120-tonową masę przed wypaleniem Orbiter, zanim spalą się wszystkie trzy fazy wynurzania, o 21,7%. Dzięki temu możemy ukraść mniej niż 2,2 tony śmigła OMS z rezerwy, mniej niż 30 procent i sprowadzić czołg na orbitę! Przyszłe misje, które przyniosą również inny czołg, będą kosztować więcej, ponieważ konieczne będzie trochę manewrowania, aby dotrzeć do łagodnego doku.

Ponadto, biorąc pod uwagę nominalne 725 ton ładunku paliwa w zbiorniku podczas startu, jeśli usuniemy część masy z obciążenia spalania SSME, możemy zaoszczędzić część niespalonej masy paliwa. Będziemy chcieli później załadować obie sekcje zbiornika powietrzem, z czego 80% to azot. Objętość zbiornika (pomijając międzyzbiornik oddzielający LOX od LH) mieści te 725 ton, a przy nieco ponad 36 procent średniej gęstości wody, gdy powietrze stanowi 1/800 gęstości wody, ładunek powietrze o nominalnej 1 atmosferze to około 2,5 tony masy, a zatem 500 kilogramów to tlen. Jeśli chcemy zaoszczędzić pół tony tlenu lub 1/1243 całkowitego ładunku tlenu w zbiorniku, zmniejszylibyśmy tę część całkowitej masy do spalenia OMS, czyli 118 kg, z ładunku i odjęlibyśmy od tego pół tony jako dobrze. Po całkowitym odparowaniu pół tony tlenu rozszerzyłoby się, ale uważam, że jego ciśnienie byłoby dobrze przy pełnej atmosferze w zbiorniku tlenu.

W przeciwnym razie nie musimy wcale oszczędzać na nominalnej masie ładunku, biorąc pod uwagę, że nie możemy nic z tego wymienić, aby przywrócić 7-tonową rezerwę paliwa OMS - moglibyśmy, ale wymagałoby to również modyfikacji hydraulicznych jako masa zbiornika w ładowni. Całkowite wyeliminowanie ładunku nie obniżyłoby całkowitej masy do wartości nominalnej, więc w każdym przypadku musielibyśmy wykorzystać rezerwę.

W ten sposób ładowność spadła do 14 ton. Przypuszczam, że dla pierwszego zespołu ISS opartego na ET, cały ładunek powinien składać się z początkowych mas wyposażenia, które mogą obejmować pojedynczy moduł, który ma być przymocowany do zbiornika, aby zapewnić konstrukcyjną kotwicę i port dokujący dla przyszłej misji. Wskazano, że ET jest "puszystym" obiektem o niskim współczynniku balistycznym, jego orbita będzie rozpadać się szybciej niż obiekt gęstszy, jak powiedzmy Skylab. Ale uważam, że w pełni zmontowany ISS jest również przeciągnięty w ten sam sposób, więc nie będzie gorzej. Nadal jednak głównym priorytetem jest umożliwienie czołgowi pozostania na orbicie, a także wymaga kontroli orientacji. Dlatego uważam, że pierwszy moduł byłby połączeniem modułu napędowego i doku dostępowego, a znaczna część jego masy byłaby napędzana paliwem do utrzymania orbity.

Patrząc na aktualną historyczną oś czasu ISS, początkiem był Zarya, moduł 19 i jedna trzecia tony, do którego Endeavour dołączył prawie 12-tonowy moduł Unity. Jeśli start czołgu jest drugim etapem naprzemiennego montażu ISS, Endeavour mógłby najpierw zadokować rozszerzony moduł Unity (powiedzmy z dodatkowym paliwem dla Zarii) na początku Rosji, a następnie zadokowany do Unity i używając Canadarm, ustawić czołg na wyspecjalizowany port naprzeciwko końca Jedności Zarya. Część masy ładunku byłaby przeznaczona na konstrukcje, takie jak kołnierze specjalnie wbudowane w sam zbiornik, więc być może mimo wszystko nie możemy zabrać dodatkowego paliwa dla Zarii na tę misję. Jednak po zadokowaniu kolejne misje wahadłowca mogą przynieść moduły do ​​4 portów promieniowych Unity lub tymczasowo jako moduły ładunkowe, które mają być rozładowane do zbiornika. Pomiędzy misją na orbicie zbiornika a następną wizytą statku kosmicznego na ISS, otwory wentylacyjne zbiornika wodoru zostałyby otwarte, aby umożliwić odparowanie resztkowego wodoru w kosmos, podczas gdy pozostałości LOX wyparowałyby, wypełniając zbiornik tlenu jako gaz. Byłoby wtedy możliwe, być może zdalnie sterowane przed następną misją, zamknięcie odpowietrznika wodoru, otwarcie specjalnego nowego zaworu wbudowanego w zbiornik między dwoma zbiornikami, aby napełnić zbiornik wodoru tlenem. Zaledwie 2 tony z nominalnego 15-tonowego ładunku w następnej misji wahadłowca (lub może 2 z 20-tonowej masy innego modułu równoważnego Zaryi również wystrzelonego na protonie) stanowiłby azot uzupełniający resztę powietrza. Po zakończeniu tego (przy niewielkiej masie wody i śladowych ilościach CO2) oba segmenty zbiorników nadają się do zamieszkania, a załoga może się do nich wprowadzić z 12 lub 18 tonami infrastruktury i sprzętu operacyjnego, aby je wyposażyć. >

Wszystko to pokazuje, że wahadłowiec rzeczywiście mógł dostarczać zbiorniki do miejsc docelowych na orbicie po bardzo niskim koszcie zanurzenia w istniejących rezerwach paliwa. Pojawiłyby się bardziej wydajne sposoby wykorzystania czołgów, gdybyśmy poszli naprzód i opracowali „Shuttle-C”, szereg propozycji pojazdów wywodzących się z wahadłowca, które miały wspólne zastosowanie standardowego wyposażenia dostarczanego podczas startów Orbitera, w tym czołgu, SRB i nowego moduł przeznaczony do odzyskiwania SSME z orbity. Teraz nigdy nie byłem w stanie uzyskać żadnych szczegółów na temat natury modułu silnika, ale byłbym zdziwiony, gdyby moduł 3-silnikowy musiał ważyć łącznie aż 60 ton; bardziej prawdopodobne w przedziale 35-45, tak myślę. (Właściwie mam własne pomysły na tej linii dotyczące systemu transportu kosmicznego nowej generacji, który rozwijałby 15-tonowe lub mniej oddzielnych modułów dla każdego silnika, zmniejszone projekty Orbiter, bezzałogowe, które umożliwiłyby bardzo elastyczny krajowy system startowy wykorzystujący różne liczby silników i różnych rozmiarów SRB. Ale aby zachować prostotę, wszystkie propozycje Shuttle-C były oprócz wykorzystania Orbitera jako jedynego pojazdu z załogą; wszystkie projekty Shuttle-C byłyby uruchamiane bezzałogowo, a niektóre z nich proponowały użycie SSME na jednym start, prawdopodobnie stare, zbliżające się do końca życia). Ponieważ bezzałogowe wyrzutnie konstrukcje Shuttle-C powinny być co najmniej nieco tańsze do wystrzelenia niż Orbiter, a nawet jeśli moduł odzyskiwania silnika waży aż 60 ton, czyli połowę masy Orbitera, pozostałe 60 ton to 3 razy więcej niż nominalna 20 ton Ładunek Orbitera - 4 razy większy ładunek dla ISS.

Z takim systemem w ręku - i myślę, że mógłby on działać na długo przed 2000 rokiem - pojedyncza misja promu C z modułem cargo na stałe przymocowany do zbiornika i zawierający silnik OMS, mógłby dostarczyć na orbitę zbiornik wstępnie przystosowany do napełniania powietrzem, 5 ton zmagazynowanego ciekłego powietrza (2 napełnienia zbiornika) oraz 50 ton innych materiałów i wyposażenia.

Szacuję, że 9-sekundowe spalanie pojedynczego silnika STS OMS raz w miesiącu wystarczyłoby do sprawdzenia rozpadu orbity, zakładając podobne siły jak na istniejącym ISS. To wymagałoby za każdym razem mniej niż 80 kg paliwa, czyli mniej niż tonę rocznie. Oczywiście rezerwa paliwa nie musi być olbrzymia!

Wyszukiwanie rzeczywistych danych ISS zużywa obecnie 7,5 tony rocznie; mimo to 10-tonowa rezerwa zawarta w pierwotnym wprowadzeniu na rynek to tylko 20 procent pozostałego dostępnego tonażu. Gdyby pozostało 40 ton, ten pojedynczy start byłby równoważny zarówno Zaryi, jak i Unity, a 10 ton więcej (prawie inna Unity). Ponieważ Zarya jest modułem napędowym istniejącej stacji, najwyraźniej moglibyśmy uzyskać więcej użyteczności niż te dwie wyrzutnie zapewnione poza użyciem samego czołgu.

Orbiter, który przybywa po wystrzeleniu wahadłowca C lub wstępnie ustawia się w miejscu docelowym przed nim, skoordynowany z wystrzeleniem Sojuza, może zapewnić międzynarodową siłę roboczą złożoną z 10 członków załogi do wykonania wstępnego dokowania zmodyfikowanego Zaryi skoncentrowanego na zapewnieniu mocy bez napęd do modułu ładunkowego Shuttle C, który, jak wyobrażam, miałby wbudowanych wiele portów dokujących w stylu Unity, jeden z adapterem (ruchomym w miarę wzrostu stacji) dla Sojuza. To, czy ta załoga mogła zakończyć napełnianie zbiorników powietrzem, zależy od tego, jak szybko wodór zostanie wypłukany z tego zbiornika do próżni. Myślę, że mogliby go wyposażyć w taki sposób, aby natychmiast nadawał się do zamieszkania przez następne załogi. Przy 120 tonach stanowiłoby to prawie 30 procent masy obecnej stacji. Trzy kolejne starty Shuttle-C z dostawą 3 dodatkowych czołgów, którym towarzyszą 3 dodatkowe wizyty na Orbiterze, z których każda przywozi 15 ton ładunku, przewyższyłyby obecny montaż o 15 ton. Objętość załogi byłaby oczywiście gigantyczna, do tego stopnia, że ​​prawdopodobnie nie chcielibyśmy wykonywać większej liczby misji dostarczających czołgi, ale mimo to 6 wizyt na Orbiterze doprowadziłoby do takiej samej masy jak nasza obecna stacja, przypuszczalnie mieszanka ładunków do instalacji wewnętrznej oraz nowe moduły i kratownice, zestawy paneli słonecznych i tak dalej.

Jest to zatem praktyczna propozycja; w przypadku Shuttle C zostałby osiągnięty bardzo szybko przy kilku startach. To, czy chcielibyśmy rozwinąć proponowane siedlisko obrotowe z 10 czołgami (ośmiokąt składający się z 8 czołgów połączonych od końca do końca w parę wzdłuż osi, od końca do końca), to kwestia finansowania, a nie zdolności do wystrzelenia. Taka alternatywa wymagałaby oczywiście większej liczby ludzi w kosmosie, aby była warta zachodu, a propozycja wydaje mi się niekompletna - nie widzę, w jaki sposób wahadłowce lub jakikolwiek inny statek miałby do niego zadokować, gdy się rozkręci, jeden lub oba zbiorniki osi musiałyby być przymocowane do modułu odkręcania wymagającego mocy i prawdopodobnie masy reakcyjnej, przymocowanego na drugim końcu do stacji mikrograwitacyjnej, do której statki mogłyby dokować, która byłaby również miejscem do umieszczenia paneli słonecznych i grzejników, jak przypuszczam. Podejrzewam, że taka stacja wymagałaby obniżenia kosztów startu o rząd wielkości, aby była zdalnie finansowana, biorąc pod uwagę potrzebę rotacji setek załogi każdego roku, a wraz z nimi niezbędnych zapasów. Myślę, że opracowanie Shuttle-C wskazywałoby drogę do znacznej redukcji kosztów na kilogram, być może pięciokrotnie, ale nie 10.



To pytanie i odpowiedź zostało automatycznie przetłumaczone z języka angielskiego.Oryginalna treść jest dostępna na stackexchange, za co dziękujemy za licencję cc by-sa 3.0, w ramach której jest rozpowszechniana.
Loading...