Domanda:
Sarebbe stato possibile inviare lo Space Shuttle intorno alla Luna?
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2013-09-07 04:29:34 UTC
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Sono curioso di sapere se lo Space Shuttle potrebbe essere stato utilizzato come veicolo in orbita lunare - in pratica, sarebbe stato tecnicamente in grado di raggiungere la Luna, entrare in orbita, quindi lasciare l'orbita?

Il mio ragionamento è che poiché lo Shuttle è stato progettato per trasportare grandi carichi utili, potresti facilmente inserire abbastanza carburante per alimentare i propulsori già esistenti per fare tutto ciò di cui hai bisogno. Inoltre, l'area non occupata dal carburante potrebbe essere utilizzata per trasportare cibo e rifornimenti per la missione estesa.

Sarebbe possibile?

Considera lo Shuttle-centuar mai volato. Se sostituiamo la massa del carico utile con i serbatoi OMS, possiamo ricavarne * molto * di delta-v. Non sono assolutamente sicuro che 1 km / s sarebbe disponibile senza combustibili criogenici ma ...
È stato pianificato un kit per la baia di carico OMS, ma non è mai stato utilizzato. Doveva fornire 500 fps delta v.
500 fps è 152,4 m / s ... misero come diamine. Neanche vicino. Ma occupava solo il 20% circa del vano di carico. Però mi chiedo se SSME payload bay kit ...
Due risposte:
#1
+46
TildalWave
2013-09-07 06:06:13 UTC
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Questo problema esatto è stato presentato nell'articolo "Perché non voleremo uno Space Shuttle sulla Luna" del The Artemis Project , quindi citerò solo alcuni brevi estratti dai punti che sta facendo, e il resto sarà poi nell'articolo:

  • Vehicle Mass

    Il peso a secco dello Shuttle Orbiter è di circa 250.000 libbre, rispetto al [Lunar Transfer Vehicle] del LTV solo spaziale di circa 7500 libbre. Accelereremo molta massa di cui non abbiamo veramente bisogno nell'orbita lunare.

  • Rifornimento di carburante all'Orbiter

    Dato che lo Shuttle Orbiter arriva su LEO [Low Earth Orbit] con carburante extra vicino allo zero, dovremmo usare altri lanci per portare il carburante lassù. Puoi fare i conti. Usa Isp = 460 sec, delta-V = Isp * g * ln (Mo / Mf). I requisiti delta-V sono nella sequenza temporale della missione. Ci sono molti lanci ... continua nell'articolo

  • Scudo termico

    Lo scudo termico dell'Orbiter è progettato per l'ingresso dall'orbita terrestre bassa, circa 25.000 piedi / sec. Tornando a casa dalla luna, avremmo raggiunto l'atmosfera a circa 36.000 piedi / sec. Non è noto se lo Shuttle possa sopportare quell'aumento di energia cinetica.

  • Carichi di ingresso atmosferici

    L'Orbiter è progettato per un carico operativo massimo di 3 g. Supponendo che non abbiamo usato i razzi per decelerare mentre tornavamo a casa dalla luna, avremmo raggiunto fino a 6 g; anche fino a 12 se il pilotaggio è solo un po 'spento ... continua nell'articolo

  • Radiazione, affidabilità del veicolo, flessibilità operativa

    Shuttle vince tutti questi problemi. Ha una comprovata esperienza. Se arrivassimo a LEO e l'Orbiter fosse pienamente operativo (celle a combustibile e unità di alimentazione ausiliarie tutte nel verde), probabilmente sarebbe altrettanto affidabile per il resto della missione come qualsiasi altra cosa che potremmo progettare ... continua nell'articolo

L'articolo citato continua quindi con un altro punto che limita l'atterraggio effettivo del veicolo dello Space Shuttle STS (Space Transportation System) sulla Luna, quindi non è applicabile al nostro problema.

Ri. lo scudo termico. Il K.E. a 36K è più del doppio rispetto a 25K. Date le soluzioni ingegneristiche sulla superficie terrestre (dove `` ogni grammo di soluzione '' non fa molta differenza in termini di costi) raramente si estendono per più del 10% oltre i `` limiti previsti / previsti '', direi che la navetta che torna dalla luna sarebbe condannato .. +1 per il resto però.
Prima di rifiutare l'ingresso di una navetta dal trasferimento lunare, si dovrebbero guardare più aeropassi. Il materiale della navetta non è un ablativo e riutilizzabile, quindi in linea di principio dovrebbe essere in grado di sopportare un carico di calore arbitrariamente grande se gli viene dato il tempo di raffreddarsi tra i passaggi. Come per più missioni. Quindi la domanda è se l'ingresso potrebbe essere suddiviso in un numero sufficiente di passaggi per non superare la capacità di velocità di riscaldamento del sistema. Ci vorrebbe un po 'di carburante per sollevare il periasse e poi abbassarlo di nuovo dopo ogni passaggio per dare il tempo di raffreddarsi.
@MarkAdler: Dubito che dovresti aumentare la Periapsis. Sospetto che dopo il primo passaggio ci vorranno ancora diversi giorni per colpire di nuovo il periapsi. A quel punto, saresti raffreddato adeguatamente. Potresti dover ripetere un paio di volte, ma dubito che ci vorranno più di qualche ora per raffreddare le navette abbastanza per farlo, e nel momento in cui eri in un'orbita così bassa, potresti semplicemente rientrare.
Anche se non hai bisogno di orbite extra, dovrai aumentare il periapsis per ogni entrata in modo da avere un angolo di traiettoria di volo all'ingresso che sia sia sopravvissibile che che ti salti indietro. Quando arrivi alle orbite inferiori, non so se due ore sono sufficienti per raffreddarsi. È lì che immaginavo che potessi volere qualche orbita in più, richiedendo di sollevare il periapsi dall'atmosfera sensibile.
Il peso a secco di uno Shuttle Orbiter non era decisamente di "250.000 libbre". Erano circa 70 tonnellate metriche o (secondo Wikipedia) 151.205 libbre. E la capacità di carico utile di circa 25 tonnellate metriche potrebbe, in teoria, essere quasi tutta ossigeno e idrogeno criogenici (ad esempio, carburante per i motori principali dello Shuttle), sebbene ciò richiederebbe anche alcune importanti riprogettazioni per aggiungere tubature per collegare questo serbatoio di carburante, ecc. . Sospetto che non sarebbe ancora sufficiente mettere un veicolo massiccio come lo Shuttle su TLI, ma sarebbe leggermente meno impossibile ;-)
#2
+12
Russell Borogove
2014-12-06 23:48:46 UTC
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Ho trovato specifiche diverse per l'orbiter rispetto a quelle citate da Artemis Project: peso massimo al decollo di 240.000 libbre (109 tonnellate metriche) e carico utile di 55.025 libbre (25 tonnellate metriche).

Se riempiamo il vano di carico con carburante per i propulsori di manovra orbitale dello Shuttle e applichiamo l'equazione del razzo: \ begin {equation} \ Delta v = v_e \ ln \ left (\ frac {m_0} {m_f } \ right) \ end {equation}

Usando $ v_e $ di 3096 m / s (derivato dai 316 sec I sp dei razzi OMS), otteniamo circa 800 m / s ∆v aggiuntivo fornito dal carburante nella baia di carico. Ci vogliono circa 4100 m / s per entrare nell'orbita lunare e altri ~ 900 m / s per tornare (supponendo di poter utilizzare la frenata aerea per rallentare all'arrivo), quindi siamo molto al di sotto di ciò che serve.

I motori principali sull'orbiter sono in qualche modo più efficienti in termini di massa, quindi potrebbero essere possibili 1150 m / s, ma il carburante a idrogeno per le SSME è molto meno denso del carburante necessario all'OMS, quindi è improbabile che si adatti fisicamente al vano di carico utile - e questo è ancora molto al di sotto del ∆v richiesto.

Era previsto un "kit OMS Payload Bay" che avrebbe fornito una notevole quantità di delta v extra. Era un pallet con serbatoi di carburante, ossidante ed elio. Mai costruito o volato. https://www.wired.com/2012/03/what-shuttle-should-have-been-the-october-1977-flight-manifest/ Fino agli anni '90 la Columbia aveva ancora interruttori di circuito nel middeck.
Il centauro navetta si stava avvicinando a una vera e propria missione di volo. Da lì, non sarebbe stato troppo difficile instradare i tubi del carburante da un centauro a due motori in due dei tre SSME a condizione che avessimo tolto i motori dal centauro. Ma probabilmente faresti meglio a schierare il Centaur e lasciare la navetta in orbita bassa anche tenendo conto dell'ustione extra per tornare all'orbita terrestre bassa. Ma Centuar non è immagazzinabile. Oh aspetta cattiva idea.
@Joshua Centaur G potrebbe portare forse 16 tonnellate di carico utile in un flyby lunare, ma non in orbita o indietro, a causa del boiloff del propellente.
È frustrante che tutti i propellenti liquidi ad alte prestazioni non amino così tanto essere liquidi. È abbastanza per farti desiderare un razzo termico nucleare con un frigorifero.


Questa domanda e risposta è stata tradotta automaticamente dalla lingua inglese. Il contenuto originale è disponibile su stackexchange, che ringraziamo per la licenza cc by-sa 3.0 con cui è distribuito.
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