Pitanje:
Koliki bi bio Δv trošak dovođenja vanjskog spremnika svemirskog broda u orbitu?
AlanSE
2013-07-17 19:42:21 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Postojao je neovisni prijedlog da se vanjski spremnik svemirskog broda mogao podići sve do orbite, a zatim koristiti kao strukturni materijal u svemirskim postajama.

U Uvjeti proračuna goriva, koliko bi to koštalo? Vjerojatno biste vanjskom spremniku dodali više Δv, što bi smanjilo korisni teret koji možete odvesti u orbitu. Koliko je vanjski spremnik bio blizu orbitalne brzine, koliko dodatnog pogonskog goriva bi mu bilo potrebno da ga prevozi ostatkom puta i bi li to bilo mehanički moguće s dizajnom svemirskog broda?

Relevantna teza: [ANALIZA PARKIRNIH ORBITA ZA STEKSTERNALI TANK U NISKOJ ZEMLJOJ ORBITI] (http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a230530.pdf), JE Cross, 1990 (PDF) i drugi rad: [Procjena aerodinamičkog otpora i momenta za vanjske spremnike u niskoj zemaljskoj orbiti] (http://fire.nist.gov/bfrlpubs/build06/PDF/b06026.pdf), WC Stone, C. Witzgall, Journal of Research of Nacionalni institut za standarde i tehnologiju, 2006. (PDF)
Jednom sam čuo da je Shuttle izveo dodatni manevar kako bi osigurao da se vanjski spremnik spusti odabranom stazom, a izbacivanje u orbitu zapravo bi potrošilo * manje * goriva od uobičajenog lansiranja. Ne mogu jamčiti za točnost ove maglovito zapamćene izjave.
Pet odgovori:
#1
+16
Adam Wuerl
2013-07-18 09:37:13 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Odgovor na shuttle

Ažuriranje: Ispravio sam (ogromnu) pogrešku koja je pogrešno kaznila vozilo zbog podizanja nominalnog korisnog tereta na MECO-1, kada se postavljalo pitanje o uklanjanju nominalni teret u korist podizanja praznog ET-a u stabilnu orbitu.


Korištenjem grubih brojeva sve bi koštalo / ne bi funkcioniralo. Stavljanje ET-a u orbitu eliminiralo bi sposobnost shuttlea da nosi bilo koji drugi teret, a ET-u koji se koristi tijekom lansiranja trebala bi značajna nadogradnja da bi bila korisna za bilo što drugo.

Prvo matematika, a zatim nekoliko drugi razlozi zašto se ovo čini lošom idejom.

Matematika

Pretpostavke

Izračuni

Za nominalnu putanju uspona u orbitu MECO-1 može se staviti 140 000 kg, koja je podijeljena između ET-a, orbitera i korisnog tereta.

Nominalno se ET zatim etapira, što je smanjilo masu prije sagorijevanja cirkularizacije OMS-a na 105 000 kg. Pomoću jednadžbe rakete možemo izračunati pogonsko gorivo OMS-a potrebno za to izgaranje.

$ 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 = > 4,542.91kg $

Ako umjesto toga želimo podići orbitu čitave mase MECO-1, dobit ćemo veća težina pogonskog goriva.

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

$ mfBoostET = 140.000 kg $ $ mpBoostET = > 6.057,22 kg $

Dakle, pojačanje ET-a zahtijeva dodatnih 1.514 kg pogonskog goriva OMS. To je manje od raspodjele korisnog tereta od 22.700 kg, pa se čini mogućim (iako bi Shuttle morao biti naknadno ugrađen da bi u teretni prostor smjestio dodatni pogon OMS-a i isporučio ga OMS-motorima - sigurno moguće, ali ne i trivijalno).

Napomena: Jedna očita opcija za povećanje performansi je upotreba SSME-a s većim specifičnim impulsom, a ne OMS motora za izgaranje u cirkulaciji. To bi zahtijevalo putanju izravnog uspona (moguće, ali vjerojatno samo za orbite s malim nadmorskim visinama), ili mogućnost ponovnog pokretanja SSME-a (ili barem jednog od njih). Opet mogući, ali netrivijalni.

Izazovi

No, unatoč tehničkoj izvedivosti prvog reda, s ovim bi pristupom bili povezani značajni izazovi.

Glavno je pitanje da bi po izlasku u orbitu tenku bile potrebne značajne prerade kako bi bio koristan. Zapamtite, nije bio stvoren za stanište, dizajniran je za držanje goriva i oksidansa za shuttle tijekom uspona. Bilo koji smještaj koji bi imao dvostruku svrhu imao bi trošak ili težinu. Još važnije, bilo kakve izmjene u orbiti bile bi dodatne misije - vjerojatno EVA-e astronauta u daljnjim misijama.

Jednom prazan, spremnik je također (relativno) lagan objekt zbog svoje veličine (tj. ima nizak balistički koeficijent). To bi uzrokovalo njegov ponovni ulazak brže od tipičnog korisnog tereta, što bi moglo biti 2/3 mase, ali (možda) 1/10 presjeka. To bi zahtijevalo stavljanje ET-a u orbitu veću od normalne (smanjenje mase dostupne za druge korisne terete) ili rad na satu kako bi se dodala pomoćna pogonska postaja koja drži stanicu ET-ovoj (prije uklanjanja iz orbite).

Stoga ću ublažiti svoj prvotni odgovor i reći da je tehnički ovaj pristup vjerojatno bio izvediv, ali vjerojatno skup i predstavlja ne trivijalnu evoluciju za program koji se u povijesti borio za održavanje visoke brzine leta, demonstrirao dobar sigurnosni dosije ili radio povoljno.

Bilo koja orbita koju shuttle dosegne ima deorbitno vrijeme u godinama. Vjerujem da će Hubble, koji je dalje od ISS-a, ponovno ući oko 2024. Najniže orbite imaju vrijeme ponovnog ulaska od samo nekoliko dana.
Nadam se da ću se vratiti i izvršiti izračun koji vi predlažete. Međutim, za sada želim napomenuti da ne razumijem kako dodavanje 150 m / s spremniku od 35 tona zamjenjuje nosivost od 20 tona (i više!) Koja se podiže na brzinu od 7.900 m / s. Očito se čini da nešto nije u vezi s tim. Očito nije riječ samo o (masi) x (deltaV). Pažljivo preispitujem detalje u nadi da ću utvrditi problem.
@AlanSE Činilo se isključenim jer je bilo potpuno pogrešno. Hvala na komentaru. Pojavio se niz pogrešaka. Jedan je bio dvostruko rezerviranje mase korisnog tereta u izgaranju u izračunu koji sam napravio, ali nije prikazan.
+1. Lijep odgovor. Još jedno pitanje: gdje ćete staviti dodatni pogonski sustav OMS? Također, čini se da je 1.514 kg malo jer cijela OMS mahuna nosi gotovo 9.000 kg - i to je potrebno za nominalnu misiju, a vi dodajete oko 50% više mase. Pretpostavljam da ću morati izvaditi kalkulator ...
Pokušao sam aludirati na to gore. Vjerojatno biste morali smjestiti spremnike u orbiterov tovarni prostor i izmijeniti pogonski sustav da bi ih ubacili, što bi bila velika muka. Bilo bi tu svakakvih sitnih detalja, od CONOPS-a za punjenje pogonskog goriva do problema s termikom, do modifikacije avionike za kontrolu dodatnih ventila i prikupljanje dodatne telemetrije.
Ah, oprostite - vidim gdje ste spomenuli potrebu za više tanka.
@AdamWuerl Uklanjanje korisnog tereta i njegova zamjena pogonskim gorivom dobar je slučaj kao akademski argument. Kao što ovdje vidite, sveo je problem na jednu (ispravnu) jednadžbu. Međutim, za stvarni prijedlog čini se beskrajno vjerojatnijim da se dodatno smanji masa korisnog tereta i zadrži ukupna masa pogonskog goriva identična opterećenju projektila svemirskog broda. Vaše su mogućnosti zamjena 1,5 tone korisnog tereta pogonskim gorivom ili samo potpuno uklanjanje 5 tona korisnog tereta. Iz jednadžbi su to valjane opcije, ali mislim da nitko ne shvaća ozbiljno ove nove putove protoka goriva.
@AlanSE Potpuno se slažem da bi izvedivija opcija bila jednostavno uklanjanje mase korisnog tereta u cijelosti i postizanje koristi od toga što sve to ne moramo podizati u orbitu. Jedan od razloga što nisam na taj način izvršio izračun je taj što bih trebao puno više podataka za izračun, a također se ne bavi problemom kako spremnik nije toliko koristan.
Zašto standardna težina? To bi bilo najkorisnije u doba ISS-a, kada su letjeli tenkovima Al-Li sa 26,5 t.
To ne znači upotrebu učinkovitijih SSME-ova i ostataka pogonskog goriva u ET-u za dovršetak uvođenja i cirkulacije orbite. Mogao bih zamisliti da još više korisnog tereta uđem u orbitu držeći se za ET.
@PearsonArtPhoto: "Najgori scenarij predviđa pad Hubble-a natrag na Zemlju 2028. godine, a većina modela sugerira da se nekontrolirani ponovni ulazak neće dogoditi do sredine 2030-ih" - https://www.space.com/29206-how -will-hubble-space-teleskop-die.html
@AlanSE: Ako modificiram tenk kako bi bio koristan u orbiti, rado ću ga modificirati i da primi još 1,5 tona.
#2
+6
gunsandrockets
2014-01-05 03:58:17 UTC
view on stackexchange narkive permalink

AlenSE, Erik ima srž odgovora.

Jednostavno rečeno, u vrijeme odvajanja vanjskog spremnika Shuttlea, ET ima punu orbitalnu brzinu zajedno s ostatkom Shuttlea. Ali budući da ET nije dio Shuttle-a kada Shuttle cirkulira svoju orbitu izgaranjem OMS-a, orbita ET-a presijeca se s površinom Zemlje u točki Indijskog oceana.

Ako je potpuno natovareni Shuttle pokušao je kružiti oko svoje orbite s ET-om koji je još uvijek priključen, OMS bi za opekotinu morao potrošiti približno 35% više pogonskog goriva nego što je normalno. Inače, ne znam ima li OMS takav višak kapaciteta, iako vjerujem da ima. Ali u najgorem slučaju očekujem da će OMS imati ukupan kapacitet potreban ako se korisni teret u zaljevu Shuttle izbaci u orbitu nakon izgaranja cirkularizacije.

Dakle, kratki je odgovor, vjerujem učitani Shuttle mogao je ET odnijeti do LEO-a, pod uvjetom da misija korisnog tereta zahtijeva da bude ostavljen u orbiti.

Točka udara ET-a bila bi samo u Indijskom oceanu za misiju standardnog umetanja (zadnji put letjela STS-38 u studenom 1990); misija izravnog umetanja (prvi put letjela na STS-41C u travnju 1984., a koristila se za većinu misija nakon toga i _ sve_ misije od STS-35 dalje, jer je omogućavala veći korisni teret i / ili veću orbitu) uključivala je dulji -trajno sagorijevanje SSME, povećavajući brzinu vozila na MECO (i, prema tome, njegovu brzinu pri ET razdvajanju) i gurajući točku udara ET u središnji do istočnog Pacifika.
#3
+5
AlanSE
2013-07-18 20:01:23 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Imamo jednadžbu rakete za dva segmenta.

  • v_e = 4.440 m / s
  • v2 = 150 m / s
  • v1 = 7.900 m / s - 150 m / s = 7.750 m / s
  • Sama masa orbitera = m_o = 68.585 kg
  • Korisni teret (unutar orbitera) = m_p = 24.400 kg
  • vanjski spremnik = m_t = 35.000 kg

Pozvat ću se na 4 različite vrijednosti mase.

  • ml - masa pri lansiranju
  • m2 - masa neposredno prije MECO
  • m2 '- masa neposredno nakon MECO-a (ako postoji razdvajanje)
  • m3 - masa koja dovodi do orbite

Suština problema je u tome što imamo referentni slučaj kada masa pri razdvajanju pada za masu vanjskog spremnika, a zatim želimo saznati za koliko moramo smanjiti korisni teret težine kako bi se vanjskim spremnikom i dalje moglo doći u orbitu, što znači da je m2 = m2 '. Ali prvo, moramo ispuniti sve vrijednosti za referentni slučaj.

  • m3 = m_o + m_p = 68.585 kg + 24.400 kg = 92.985 kg

Masa nakon razdvajanja može se pronaći iz jednadžbe rakete. Dodajte masu vanjskog spremnika da biste pronašli masu neposredno prije razdvajanja.

  • m2 '= (92.985 kg) * exp ((150 m / s) / (4.440 m / s)) = 96.180 kg
  • m2 = 96.180 kg + 35.000 kg = 131.180 kg

Još jednom primijenite jednadžbu rakete kako biste pronašli masu pri podizanju.

  • mL = (131.180 kg) * exp (7.750 / 4.440) = 751.496 kg

Stvarna težina lansirne rampe je 2 milijuna kg. Međutim, samo trebam nešto što ću dosljedno primijeniti između ova dva slučaja. Taj je stupanj pogreške zapravo bio prilično predvidljiv, jer sam koristio previsoku brzinu goriva i nisam uzimao u obzir ostale strukturne materijale.

-------- krajnji referentni slučaj ---- -----

Vraćajući se u premisu, izlazimo u orbitu ET žrtvujući težinu korisnog tereta. To će promijeniti težinu svemirskog broda na lansirnoj rampi, a u tome je i poteškoća. Za ovaj problem, međutim, zapravo možemo primijeniti jednostepenu jednadžbu rakete na punu orbitalnu brzinu jer u našem lažnom modelu uopće nema razdvajanja.

Uvest ću nove početne varijable. Smatrajte ih definiranima sljedećim jednadžbama.

  • 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

Po mojem izračunu masa korisnog tereta smanjena je za 5280,5 kg. To zvuči razumno - da gubimo 5 tona korisnog tereta kako bismo potisnuli 35 tona materijala spremnika posljednje malo puta do orbite.

Sad, u vezi s drugim odgovorom :

Da budemo precizniji, zbroj mase izgaranja orbitera i ET, impuls specifičnog OMS-a i potrebni ΔV mogu se uključiti u jednadžbu rakete kako bi se riješilo koliki višak Dostupna je masa korisnog tereta. Odgovor je negativan broj.

Mislim da sam shvatio što se ovdje dogodilo. Mislim da je to sljedeće:

m_p = ((106.780 kg) - (103.585 kg) exp ((150 m / s) / (4.440 m / s))) / (exp ((150 m / s) / (4.440 m / s)) - 1) = -10 601.5052 kilograma

Ovaj izračun i broj proizlaze iz primjene jednadžbe rakete u završnu fazu, nakon MECO-a. Problem s tim izračunom je taj što smanjujete težinu korisnog tereta, ali ne uzimajte u obzir činjenicu da ćete imati više goriva na (što je prethodno bilo) MECO-u jer ste smanjili korisni teret. U osnovi, ovo je jednosegmentna primjena raketne jednadžbe i ne dobiva pravi odgovor. Zbog prirode zvijeri, morate uzeti u obzir dva segmenta primjene.

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

Nisam siguran da vam mogu dati određenu količinu pogonskog goriva, ali mogu vam odgovoriti na poleđinu omotnice. Možda netko može dodati detalje iz dokumenata Shuttle programa.

Vanjski spremnik (ET) skinuo se nedugo nakon prekida glavnog motora (MECO). Nakon toga, Shuttle je napravio jedno ili više OMS-ovih opeklina, ovisno o tome kada je pokretanje izvedeno u povijesti Programa. Te su opekline podigle perigej orbite i kružile oko nje. OMS mahune imale su oko 300 m / s delta-V na raspolaganju samo za Orbiter. Dajući grubu procjenu da je polovica (?) Od toga (150 m / s) korištena za umetanje orbite, a polovica za opekline deorbita, trebali biste ET-u osigurati dodatnih 150 m / s delta-V da ubacite je u nisku orbitu šatla.

Imajte na umu da bi ET na ovoj visini brzo ponovno ušao zbog malog, ali značajnog atmosferskog otpora. Stoga biste morali dodati dodatni delta-V za daljnje podizanje orbite ili planirati ponovno pokretanje spremnika svakih 90-180 dana kao što to čini ISS.

Ne zaboravite ni na jednadžbu rakete. Pored pružanja dodatne delta-V ET-u, morate osigurati i dodatnu delta-V za gorivo koje koristite za osiguravanje ove dodatne delta-V i tako dalje, i tako dalje, i ....

Pretpostavljam da je na ovom mjestu MECO spremnik normalno odvojen i dopušten da padne? Želite li reći da je toj točki preostalo 300 + 150 m / s prije nego što je doseglo orbitu?
U MECO-u je apogej putanje bio ispravan i Orbiter se kretao uzbrdo prema njemu. Međutim, perigej je još uvijek bio prenizak i trebalo ga je podići. OMS opekline (e) su to učinile. Broj i vrsta izgaranja OMS-a promijenili su se tijekom programa, tako da će neke misije izgorjeti OMS-1, a neke OMS-1 i OMS-2 itd. Oni su se nazivali izravnim i standardnim umetanjem. Prilično sam siguran da se jedno opeklina nazvalo izravnim.
#5
+2
Shevek23
2017-04-23 08:00:19 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Mnoge brojke koje se ovdje nude za mase različitih komponenata čine se neskladnima, a u Ispitu se definitivno daje pogreška koja se daje za Orbiter OMS motore - to je stvarno 316 sek, a ne 361.

Vjerujem da je Orbiter zapravo prikupio više od ovdje danih brojki, a ET općenito puno manje - 116-120 tona za Orbiter sve gore na podlozi, 30 do 26 tona za suhi spremnik, koji sadrži 725 tona kisika i vodik pri lansiranju, priključen na dva SRB-a, svaki mase 88 tona praznih, a svaki s 500 tona pogonskog goriva dodaje se do 2050. godine na jastučić.

Evo poveznice do web mjesta Norberta Brüggea:

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

Daje dosljedno opterećenje OMS-a maksimalno 21,65 tona, što znači da je opterećenje razlikovale bi se od misije do misije. Težine otpada bez korisnog tereta variraju za različite generacije Orbitera i za let, ali su blizu 100 tona, između 94,4 i 105,5, vjerujem da masa uključuje pogonsko gorivo OMS-a i uvelike varira iz tog razloga. Dani korisni tereti u nekim slučajevima postavljaju ozbiljna pitanja, ali imajte na umu kako je posljednje desetljeće korištenja Shuttlea smanjilo teret ispod 15 tona, jer su vjerojatno to uglavnom bile misije na ISS, što je u orbiti znatno veće od nižih koji bi maksimizirajte korisni teret - također ISS ima nagib od 51,64 stupnja, što otežava dosezanje s Canaverala. Što je noviji model Orbiter bio lakši, pa su se samo Endeavour, Atlantis i možda Discovery mogli korisno koristiti za ISS misije - Columbia je trebala biti korištena za alternativne misije na nižim nadmorskim visinama dok nije izgubljena.

Budući da se ovdje raspravlja o stavljanju ET u orbitu, pretpostavljam da bismo trebali razmotriti standarde za kasne misije na ISS. Kao alternativu korištenju ET-a kao strukturnog elementa svemirske stanice, možda bismo ga željeli obilaziti kako bismo postupno točili gorivo za tešku misiju dubokog svemira, ali bez ičega boljeg od Shuttlea ili možda teškog lansera Titan V sposobnog za možda 30 tona LEO ne bismo brzo napunili takav spremnik! Također bi njegova pogonska goriva imala tendenciju da ključaju, posebno vodik, pa bi nam trebala dodatna tonaža za ponovno ukapljivanje vodika (upotreba hladnog vodika, rekondenzacija kisika je puk) - sve to upućuje na nadmorske visinske operacije svemirske stanice.

Gledajući posljednjih nekoliko stupaca Brüggeova drugog seta "dizajnerskih" tablica, imamo nosivosti nešto manje od 15 tona, sve mase lansiranja gotovo točno 2050 tona (one su vrlo dosljedne u cijelom rasponu svih STS lansiranja od 1981. do 2011.), Endeavour je skupio 101,5 minus korisni teret (dakle 116,5 ukupno), suhi ET 27 tona, 726 tona goriva u njemu, a SRB-ovi ukupno skupili 1178,2 tone. Mislim da možemo pripisati odstupanje od 3,3 tone dodatnom gorivu u Endeavour-ovoj opskrbi OMS-om, čineći ga masom zapravo gotovo 120 tona.

Ako, prema radu gore navedenog, standardna MECO-orbita padne od kružne ciljne orbite za 150 m / s, a u ovom je slučaju ciljna orbita ISS, na visini od 405 km, tada je kružna orbitalna brzina 7670 m / sek. Oduzimanje 150 m / s smanjilo bi glavnu os sa 13566 km na 13060 ili za 506 km - što znači da bi perigej bio nekih 99 km ispod razine mora! Ne znam je li Endeavour ikad lansiran ravno na eliptičnu MECO orbitu ove vrste i je li jedan OMS izgorio kako bi postigao delta V od 150 m / s koji zahtijeva oko 4,7 posto mase na brodu ili 5,67 tona. Alternativno, naravno, mogao bi se uvesti u znatno nižu orbitu, pomoću MECO orbite koja ne doseže recimo nominalnu visinu od 200 km nadmorske visine, a zatim prvo kružiti tamo sa sagorijevanjem iste vrste od 150 m / s, pričekajte faziranje njegove niže brže orbite kako bi se poravnalo s poluperiodom orbite za prijenos do 405, tako da dolazi u blizinu ISS-a prije ponovnog opeklina kako bi se približio sinkronizaciji, nakon čega slijede uznemireni i polagani manevri opreznog prilaza. Pretpostavljam da se dogodilo ovo drugo, a također je konzervativna pretpostavka da se to dogodilo. No, razlika u energiji između orbite s -100 km perigeja i 200 km apogeea i one s apogejem 405 km nije strašna - nešto manje od 975 KJ / kg, što bi na površinskoj gravitaciji Zemlje bila potencijalna razlika za samo ispod 100 km nadmorske visine. Za razliku od brzine donje MECO orbite u apogeeu, trebalo bi dodati samo 13 m / sec da bi se premašila potrebna energija za viši apogee! (To naravno nije način za to).

Međutim, konzervativna je pretpostavka da se Endeavour prvo penje na 200 km parkirališne orbite, kružno kruži tamo, a zatim se u proračunatom trenutku penje na visinu orbite od 405 km i tamo kruži. To omogućuje fleksibilno vrijeme lansiranja i kasnije ulazak u stvarni položaj svemirske stanice.

Bacite tonu goriva više za frčanje oko sigurnog pristaništa na uspostavljenoj stanici - ali imajte na umu da u prvoj misiji to nije potrebno, jer gdje god se brod zaustavi, mjesto je ISS-a! Pod pretpostavkom da je 150 m / s dato za prvu cirkularizaciju, za koju je potrebno 5 2/3 tone oslonca, da bi se ušlo u prijelaznu orbitu od 200-405 km potrebna je delta-V od 59,525 m / s, a zatim za cirkulaciju pri 405 potrebna je druga 5907, odnosno ukupno 118.595. Potrebna su preko tri izgaranja, zatim nešto manje od 270 m / s, a sve se tri primjenjuju na istu početnu masu, ovdje očito 120 tona, za ukupno izgaranje pogonskog goriva od 10 tona. Imajte na umu kako je to blizu polovine maksimalno dopuštenog instaliranog tanka. Za povratak na Zemlju od tamo, pretpostavljam da je kočenje 120 m / s dovoljno. Također imajte na umu da se to uvijek mora primijeniti na masu dolje (često opekline) manju od IIRC 105 tona, jer je to ograničeno površinom podizanja i maksimalnim temperaturama TPS-a, a gornja granica povrata odnosi se na sve modele Orbitera, iako lakši kasnije mogu napraviti više od te masene nosivosti. Stoga je potrebno samo nešto više od 4 tone, a 5 omogućuje velikodušni faktor sigurnosti za to izgaranje. Pretpostavljam da su misije na ISS uključivale maksimalno pogonsko opterećenje OMS-a, 21 2/3 tone, dok vidimo da je 15 potrebno samo za nominalnu misiju - što implicira da je 7 tona faktor sigurnosti, u ovom slučaju gotovo preko 44 posto. To daje masu Endeavora, bez korisnog tereta i bez OMS goriva, ali inače napunjenog zalihama za nominalnu misiju, 83,35 tona i teoretsku ukupnu deltu V od 1130 m / s ili 880 bez dodirivanja rezerve OMS od 7 tona, pričuva podižući tako ukupnu deltu V za 28,4 posto.

A sada, kolika je cijena pokušaja dovođenja tenka u orbitu ISS-a ovim trofaznim opeklinama uspona, držeći 12 tona u rezervi za nominalni spust plus 7 tona za nužne slučajeve? Ne možemo, ako odbijemo dodirnuti bilo koju od tih 7 tona, jer sam naravno rezervu procijenio na temelju nominalne misije. Međutim, za fazu uspona koristimo manje od 10, a napredni suhi spremnik od 26 tona podiže nominalnu masu od 120 tona prije izgaranja Orbitera, prije sve tri faze opeklina, za 21,7 posto. Stoga iz rezerve možemo ukrasti manje od 2,2 tone OMS-a, manje od 30 posto, i dovesti tenk u orbitu! Buduće misije koje također dovedu još jedan spremnik koštat će više, jer će biti potrebno dodati još manevara da bi se došlo do blagog pristaništa.

Također, s obzirom na nominalno opterećenje od 725 tona goriva u spremniku pri lansiranju, ako izbrijamo malo mase od SSME opekotina, možemo uštedjeti nešto mase koja nije izgorjela. Kasnije ćemo htjeti napuniti dva dijela spremnika zrakom, a 80 posto od toga čini dušik. Volumen spremnika (zanemarujući međuspremnik koji razdvaja LOX od LH) drži tih 725 tona i pri malo više od 36 posto gustoće vode u prosjeku, kada je zrak 1/800 gustoće vode, opterećenje Zrak u 1 atmosferi nominalno bi bio mase oko 2,5 tone, što znači da je 500 kilograma kisika. Ako želimo uštedjeti pola tone kisika ili 1/1243 ukupnog opterećenja kisikom u spremniku, taj bismo udio ukupne mase u izgaranju OMS-a, odnosno 118 kg, obrijali s korisnog tereta i od njega oduzeli pola tone kao dobro. Kad bi u potpunosti isparilo, pola tone kisika bi se proširilo, ali vjerujem da bi njegov pritisak bio pod punom atmosferom u spremniku za kisik.

Inače uopće ne trebamo štedjeti na nominalnoj masi korisnog tereta, s obzirom na to da ni za što ne možemo trgovati kako bismo obnovili rezervu goriva od 7 tona OMS - mogli bismo, ali to bi uključivalo i izmjene vodovoda kao masa tanka u ležištu korisnog tereta. Potpuno uklanjanje korisnog tereta ne bi smanjilo ukupnu masu na nominalnu, pa bismo u svakom slučaju morali iskoristiti rezervu.

Korisni teret je tako smanjen na 14 tona. Za prvi sklop ISS-a temeljen na ET-u pretpostavljam da bi se čitav tovar trebao sastojati od početnih masa opreme, koje bi mogle sadržavati jedan modul namijenjen pričvršćivanju na spremnik kako bi se osiguralo strukturno sidro i priključni priključak za buduću misiju. Istaknuto je da je ET "pahuljasti" objekt niskog balističkog koeficijenta, njegova će orbita propadati brže od gušćeg objekta poput recimo Skylaba. Ali vjerujem da je ISS u potpunosti sastavljen na isti način i drag, tako da neće biti gore. Ipak, glavni prioritet je omogućiti tenku da ostane u orbiti, a potrebna mu je i kontrola orijentacije. Vjerujem da bi prvi modul stoga bio kombinacija pogonskog modula i pristupnog pristaništa, a velik dio njegove mase bio bi pogonski za održavanje orbite.

Gledajući stvarni vremenski slijed ISS-a, početak je bio Zarya, modul od 19 i treće tone na koji je Endeavour priključio gotovo 12-tonski modul Unity. Ako je lansiranje tenka druga faza alternativnog sastavljanja ISS-a, Endeavour bi mogao prvo spojiti prošireni modul Unity (recimo nošenje dodatnog pogonskog goriva za Zaryu) na ruski početak, a zatim, usidren na Unity i koristeći svoj Canadarm, spremnik postaviti na specijalizirana luka nasuprot Zarya kraju Jedinstva. Dio teretne mase bio bi namijenjen konstrukcijama poput prirubnica posebno ugrađenih u sam spremnik, pa možda ipak ne bismo mogli nositi dodatno gorivo za Zaryu u ovoj misiji. Jednom kad se pristane, sljedeće misije Shuttlea mogu dovesti bilo koji modul za pristajanje u 4 radijalne luke Unityja, ili privremeno kao teretni modul za iskrcaj u spremnik. Između misije koja kruži oko spremnika i sljedećeg posjeta svemirske letjelice ISS-u otvorili bi se otvori za odvod vodika kako bi se zaostali vodik mogao kipnuti u svemir, dok LOX ostatak isparava kako bi napunio spremnik kisika kao plin. Tada bi bilo moguće, možda daljinskim upravljačem prije sljedeće misije, zatvoriti otvor za vodik, otvoriti poseban novi ventil ugrađen u spremnik između dva spremnika za punjenje spremnika vodika kisikom. Samo 2 tone od nominalne nosivosti od 15 tona za sljedeću misiju shuttlea (ili možda 2 od 20 tona mase drugog modula ekvivalentnog Zaryi koji je također lansiran na Proton) bile bi dušik za stvaranje ostatka zraka. Po završetku toga (uz malu masu vode i dodane tragove CO2) dva segmenta spremnika postaju useljiva i posada se u njih može useliti s još 12 ili 18 tona infrastrukture i operativne opreme kako bi se to opremilo.

Sve ovo pokazuje da bi Shuttle takav kakav je doista mogao opskrbljivati ​​spremnike na orbitalna odredišta po vrlo niskoj cijeni uranjanja u postojeće rezerve goriva. Pojavili bi se učinkovitiji načini korištenja tenkova da smo krenuli dalje i razvili "Shuttle-C", niz prijedloga vozila izvedenih iz Shuttlea kojima je zajednička upotreba standardne opreme predviđene za lansiranje Orbiter-a, uključujući tenk, SRB-ove i novi modul namijenjen oporavku SSME-a iz orbite. Sada nikada nisam uspio saznati nikakve detalje o prirodi modula motora, ali bio bih zapanjen kad bi triju modula motora moralo težiti čak 60 tona; vjerojatnije u rasponu od 35-45, pomislio bih. (Na ovoj liniji zapravo imam svoje vlastite ideje za sustav svemirskog transporta sljedeće generacije koji bi razvio 15 tona ili manje odvojenih modula za svaki motor, umanjeni dizajn Orbiter-a, bez posade, koji bi omogućio vrlo fleksibilan nacionalni sustav lansiranja koristeći razne brojeve motora i različitih veličina SRB-a. Ali da bi bilo jednostavnije, prijedlozi Shuttle-C-a bili su dodatak tome da se Orbiter koristi kao jedino vozilo s posadom; Shuttle-C projekti svi bi se lansirali bez posade, a neki od njih predložili su upotrebu SSME-a na jednom lansiranje, vjerojatno stare pred kraj života). Kako su bespilotne lansirne izvedbe projektili Shuttle-C trebali biti barem nešto jeftiniji za lansiranje od Orbitera, pa čak i ako je modul za oporavak motora masu od čak 60 tona, što je polovina mase Orbitera, ostalih 60 tona 3 puta je više od nominalnih 20 tona Korisni teret orbitera - 4 puta veći teret za ISS.

S takvim sustavom u ruci - i mislim da bi očito mogao biti operativan i prije 2000. godine - jednom misijom Shuttle C, s trajnim teretnim modulom pričvršćen na spremnik i uključujući OMS motor, mogao bi isporučiti u orbitu spremnik unaprijed postavljen za punjenje zraka, 5 tona uskladištenog tekućeg zraka (2 punjenja spremnika) i još 50 tona ostalih zaliha i opreme.

Procjenjujem da bi izgaranje 9 sekundi jednog STS OMS motora jednom mjesečno bilo dovoljno za provjeru raspadanja orbite, pod pretpostavkom sličnih sila onima na postojećem ISS-u. To bi potrošilo manje od 80 kg pogonskog goriva svaki put, ispod tone godišnje. Jasno je da rezerva goriva ne mora biti ogromna!

Traženje stvarnih brojki ISS trenutno troši 7,5 tona godišnje; čak i tako, rezerva od 10 tona koja je uključena u originalno lansiranje samo je 20 posto dostupne raznolike tonaže. S 40 tona preostalih nakon toga, ovo jedno lansiranje bilo bi ekvivalent i Zaryi i Unityju s još 10 tona (još jedno jedinstvo, gotovo). Budući da je Zary pogonski modul postojeće stanice, očito bismo mogli dobiti više korisnosti od ova dva lansiranja, osim korištenja samog tenka.

Orbiter, koji je stigao nakon lansiranja Shuttle C-a ili je bio postavljen na odredište prije njega, koordiniran s lansiranjem Soyuz-a, mogao bi pružiti međunarodnu radnu snagu od 10 članova posade koja će obaviti početno pristajanje modificirane Zarye usmjerene na pružanje energije bez pogon na teretni modul Shuttle C, za koji pretpostavljam da bi imao ugrađene više priključnih priključaka u stilu Unity, jedan s adapterom (pomičnim kako stanica raste) za Soyuz. Hoće li ova posada završiti napuhavanje spremnika zrakom, ovisi o tome koliko se brzo vodik iz tog spremnika ispire u vakuum. Mislim da bi ga mogli opremiti do te mjere da bude odmah useljiv za sljedeće posade. Sa 120 tona to bi bilo gotovo 30 posto mase trenutne stanice. Još tri lansiranja Shuttle-C-a koja su isporučila još 3 tenka, popraćena s još 3 posjeta Orbitera, svaki dovodeći 15 tona tereta, nadmašila bi trenutni sklop za 15 tona. Obim posade, naravno, bio bi gigantski, toliko da vjerojatno ne bismo željeli raditi više misija za isporuku tenkova, ali čak i tako bi 6 posjeta Orbitera zaokružilo istu masu kao i naša trenutna stanica, vjerojatno mješavina tereta za unutarnju ugradnju i novi moduli, rešetke, setovi solarnih panela i slično.

To je onda praktični prijedlog; s Shuttleom C to bi se postiglo vrlo brzo s nekoliko lansiranja. Da li bismo željeli razviti predloženo stanište za predenje s deset spremnika (osmerokut od 8 spremnika s kraja na kraj spojen na par duž osi, kraj s krajem) pitanje je financiranja, a ne mogućnosti lansiranja. Takva bi alternativa, naravno, zahtijevala da se isplati veći broj ljudi u svemiru, a kako mi se čini, čini mi se nepotpunim - ne vidim kako bi se Shuttlesi ili bilo koji drugi zanati pristali kad bi se jednom okrenuli, jedan ili oba osovinski spremnici trebali bi se pričvrstiti na modul za odvrtanje koji zahtijeva snagu i vjerojatno reakcijsku masu, pričvršćen na drugom kraju na mikrogravitacijsku stanicu u koju bi brodovi mogli pristati, a koja bi također trebala biti mjesto za postavljanje solarnih ploča i radijatora. Pretpostavljam da bi takva postaja zahtijevala redoslijed smanjenja troškova lansiranja kako bi se mogla daljinski financirati, imajući na umu potrebu za rotacijom stotina posada svake godine i vitalnih zaliha zajedno s njima. Mislim da bi razvoj Shuttle-C-a ukazao na velika smanjenja troškova po kilogramu, možda pet puta, ali ne i 10.



Ova pitanja su automatski prevedena s engleskog jezika.Izvorni sadržaj dostupan je na stackexchange-u, što zahvaljujemo na cc by-sa 3.0 licenci pod kojom se distribuira.
Loading...