Domanda:
Quale sarebbe il costo Δv di portare in orbita il serbatoio esterno dello space shuttle?
AlanSE
2013-07-17 19:42:21 UTC
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C'era una proposta indipendente secondo la quale il serbatoio esterno dello space shuttle avrebbe potuto essere sollevato fino in orbita e quindi utilizzato come materiale strutturale nelle stazioni spaziali.

In in termini di budget propellente, quanto costerebbe farlo? Presumibilmente, impartiresti più Δv al serbatoio esterno, il che avrebbe ridotto il carico utile che puoi portare in orbita. Quanto era vicino il serbatoio esterno alla velocità orbitale, quanto propellente in più ci sarebbe voluto per ottenerlo per il resto del percorso e questo sarebbe stato meccanicamente possibile con il progetto dello space shuttle?

Tesi rilevante: [ANALYSIS OF PARKING ORBITS FOR A STSEXTERNAL TANK IN BOW EARTH ORBIT] (http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a230530.pdf), JE Cross, 1990 (PDF) e un altro paper: [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 il National Institute of Standards and Technology, 2006 (PDF)
Una volta ho sentito che lo Shuttle ha eseguito una manovra extra per garantire che il serbatoio esterno scendesse lungo un percorso scelto, e metterlo in orbita avrebbe effettivamente consumato * meno * carburante di un normale lancio. Non posso garantire l'accuratezza di questa affermazione vagamente ricordata.
Cinque risposte:
#1
+16
Adam Wuerl
2013-07-18 09:37:13 UTC
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Risposta Shuttle

Aggiornamento: ho corretto un (enorme) errore che penalizzava erroneamente il veicolo per aver sollevato il carico utile nominale al MECO-1, quando la domanda era sull'eliminazione un carico utile nominale a favore del potenziamento dell'ET vuoto in un'orbita stabile invece.


Usando numeri approssimativi, costerebbe tutto / non funzionerebbe. Mettere l'ET in orbita avrebbe eliminato la capacità dello shuttle di trasportare qualsiasi altro carico utile, e un ET utilizzato durante il lancio avrebbe bisogno di un retrofit significativo per essere utile per qualsiasi altra cosa.

Prima i calcoli, poi alcuni altri motivi per cui questa sembra una cattiva idea.

Matematica

Presupposti

Calcoli

Per una traiettoria di salita nominale è possibile inserire 140.000 kg nell'orbita MECO-1, che è divisa tra ET, Orbiter e Payload.

Nominalmente, l'ET viene quindi messo in scena, il che ha ridotto la massa prima dell'ustione per circolarizzazione OMS a 105.000 kg. Usando l'equazione del razzo possiamo calcolare il propellente OMS richiesto per quella combustione.

$ 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 $

Se invece vogliamo aumentare l'orbita dell'intera massa MECO-1, otteniamo un peso del propellente più alto.

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

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

Quindi potenziare l'ET richiede altri 1.514 kg di propellente OMS. Questo è inferiore all'allocazione di carico utile di 22.700 kg, quindi sembra possibile (anche se lo Shuttle dovrebbe essere adattato per contenere ulteriore propellente OMS nella stiva e fornirlo ai motori OMS - sicuramente possibile, ma non banale).

Nota: un'opzione ovvia per aumentare le prestazioni è l'utilizzo di SSME di impulso specifico più alto piuttosto che i motori OMS per la circolarizzazione. Ciò richiederebbe una traiettoria di risalita diretta (possibile, ma probabilmente solo per orbite a bassa quota) o la capacità di riavviare le SSME (o almeno una di esse). Ancora una volta possibile ma non banale.

Sfide

Ma nonostante la fattibilità tecnica di prim'ordine, ci sarebbero sfide significative associate a questo approccio.

Il problema principale è che una volta raggiunto l'orbita, il serbatoio avrebbe bisogno di una significativa rielaborazione per essere utile. Ricorda, non è stato progettato per essere un habitat, è stato progettato per contenere carburante e ossidante per la navetta durante la salita. Qualsiasi sistemazione affinché serva a un duplice scopo avrebbe una penale in termini di costo o peso. Ancora più importante, qualsiasi modifica in orbita rappresenterebbe missioni aggiuntive, probabilmente EVA di astronauti in missioni di follow-up.

Una volta vuoto, il serbatoio è anche un oggetto (relativamente) leggero per le sue dimensioni (cioè ha un coefficiente balistico basso). Questo lo farebbe rientrare più rapidamente rispetto ai carichi utili tipici, che potrebbero essere 2/3 della massa ma (forse) 1/10 della sezione trasversale. Ciò richiederebbe mettere l'ET in un'orbita più alta del normale (riducendo la massa disponibile per un altro carico utile) o lavorare su un orologio per aggiungere una propulsione aggiuntiva che mantiene la stazione al mutante ET (prima della de-orbita).

Quindi tempererò la mia risposta originale e dirò che tecnicamente questo approccio era probabilmente fattibile, ma probabilmente sarà costoso e rappresenterà un'evoluzione non banale per un programma che storicamente ha lottato per mantenere un tasso di volo elevato, dimostrare un buon record di sicurezza o operare conveniente.

Qualsiasi orbita raggiunta dalla navetta ha un periodo di deorbit di anni. Credo che Hubble, che è più lontano della ISS, rientrerà intorno al 2024. Le orbite più basse hanno un tempo di rientro di pochi giorni.
Spero di tornare e fare il calcolo che suggerisci. Per ora, tuttavia, voglio sottolineare che non capisco come l'aggiunta di 150 m / s a ​​un serbatoio da 35 tonnellate sostituisca un carico utile di 20 tonnellate (e più!) Sollevato a una velocità di 7.900 m / s. Qualcosa sembra chiaramente fuori posto in questo. Ovviamente non è semplicemente (massa) x (deltaV). Sto esaminando attentamente i dettagli sperando di risolvere il problema.
@AlanSE Sembrava spento perché era totalmente sbagliato. Grazie per il commento. Si sono verificati numerosi errori. Uno era la doppia prenotazione della massa del carico utile nel burn-out nel calcolo che avevo fatto ma non mostrato.
+1. Bella risposta. Un ulteriore problema: dove metterete il propellente OMS extra? Inoltre, 1.514 kg sembrano bassi poiché l'intero pod OMS trasporta quasi 9.000 kg, e questo è necessario per una missione nominale e stai aggiungendo circa il 50% in più di massa. Immagino che dovrò tirare fuori la calcolatrice ...
Ho provato ad alludere a quello sopra. Probabilmente dovresti mettere i carri armati nella baia di carico dell'Orbiter e modificare il sistema di propulsione per inserirli, il che sarebbe un enorme dolore. Ci sarebbero tutti i tipi di piccoli dettagli lì, dal caricamento del propellente CONOPS ai problemi termici, alla modifica dell'avionica per controllare le valvole aggiuntive e raccogliere ulteriori dati di telemetria.
Ah, scusa - vedo dove hai menzionato la necessità di più tankage.
@AdamWuerl Rimuovere il carico utile e sostituirlo con il propellente è un buon caso come argomento accademico. Come puoi vedere qui, ha ridotto il problema a una singola equazione (corretta). Per una proposta reale, tuttavia, sembra infinitamente più plausibile ridurre ulteriormente la massa del carico utile e mantenere la massa totale del propellente identica al carico progettato dallo space shuttle. Le tue opzioni stanno sostituendo 1,5 tonnellate di carico utile con propellente o semplicemente rimuovendo completamente 5 tonnellate di carico utile. Dalle equazioni queste sono opzioni valide, ma non credo che nessuno prenda sul serio questi nuovi percorsi di flusso del propellente.
@AlanSE È totalmente d'accordo sul fatto che un'opzione più fattibile sarebbe semplicemente rimuovere completamente la massa del carico utile e ottenere il vantaggio di non dover sollevare tutto in orbita. Uno dei motivi per cui non ho eseguito il calcolo in questo modo è che avrei bisogno di molti più dati per eseguire il calcolo, e inoltre non risolve il problema di un serbatoio che non è così utile.
Perché il peso standard? Questo sarebbe stato molto utile nell'era della ISS, quando volavano i carri armati Al-Li a 26,5 t.
Ciò non tiene conto dell'uso delle SSME più efficienti e del propellente residuo nell'ET per completare l'inserimento e la circolarizzazione dell'orbita. Potrei immaginare di portare ancora _more_ payload in orbita aggrappandomi all'ET.
@PearsonArtPhoto: "Lo scenario peggiore prevede il ritorno di Hubble sulla Terra nel 2028, e la maggior parte dei modelli suggerisce che un rientro incontrollato non avverrebbe fino alla metà degli anni '30" - https://www.space.com/29206-how -will-hubble-space-telescope-die.html
@AlanSE: Se sto modificando un carro armato per essere utile in orbita, lo modifico volentieri anche per contenere 1,5 tonnellate in più.
#2
+6
gunsandrockets
2014-01-05 03:58:17 UTC
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AlenSE, Erik ha il cuore della risposta.

In poche parole, al momento della separazione del serbatoio esterno dello Shuttle, l'ET ha piena velocità orbitale insieme al resto dello Shuttle. Ma poiché l'ET non fa parte dello Shuttle quando lo Shuttle circonda la sua orbita con una bruciatura OMS, l'orbita dell'ET si interseca con la superficie della Terra nel punto dell'Oceano Indiano.

Se a Lo Shuttle a pieno carico ha cercato di circolarizzare la sua orbita con l'ET ancora attaccato, l'OMS avrebbe dovuto spendere circa il 35% in più di propellente per la combustione rispetto al normale. Non so se l'OMS abbia quel tipo di capacità in eccesso, anche se credo di sì. Ma nel peggiore dei casi, mi aspetto che se il carico utile nel vano dello Shuttle viene espulso in orbita dopo la combustione della circolarizzazione, l'OMS avrebbe la capacità totale necessaria.

Quindi la risposta breve è: Lo Shuttle caricato avrebbe potuto trasportare l'ET fino a LEO, a condizione che la missione del carico utile richiedesse che fosse lasciato in orbita.

Il punto di impatto ET sarebbe solo nell'Oceano Indiano per una missione di inserimento standard (l'ultima volta volata su STS-38 nel novembre 1990); una missione di inserimento diretto (volata per la prima volta su STS-41C nell'aprile 1984 e utilizzata per la maggior parte delle missioni da allora, e _tutte_ le missioni da STS-35 in poi, poiché consentiva un carico utile più pesante e / o un'orbita più alta) ha incorporato un -durata L'SSME brucia, aumentando la velocità del veicolo al MECO (e, quindi, la sua velocità alla separazione ET) e spingendo il punto di impatto ET nel Pacifico centro-orientale.
#3
+5
AlanSE
2013-07-18 20:01:23 UTC
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Abbiamo l'equazione del razzo su due segmenti.

  • v_e = 4.440 m / s
  • v2 = 150 m / s
  • v1 = 7.900 m / s - 150 m / s = 7.750 m / s
  • Massa dell'orbiter stesso = m_o = 68.585 kg
  • Carico utile (all'interno dell'orbiter) = m_p = 24.400 kg
  • serbatoio esterno = m_t = 35.000 kg

Farò riferimento a 4 diversi valori di massa.

  • mL - la massa al lancio
  • m2 - la massa subito prima di MECO
  • m2 '- la massa subito dopo MECO (se c'è una separazione)
  • m3 - la massa che fa orbitare

L'essenza del problema è che abbiamo un caso di riferimento in cui la massa scende della massa del serbatoio esterno alla separazione, e quindi vogliamo scoprire di quanto dobbiamo diminuire il carico utile peso per poter comunque raggiungere l'orbita con il serbatoio esterno, ovvero m2 = m2 '. Ma prima, dobbiamo inserire tutti i valori per il caso di riferimento.

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

La massa dopo la separazione può essere trovata dall'equazione del razzo. Aggiungi la massa del serbatoio esterno per trovare la massa subito prima della separazione.

  • 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

Applicare ancora una volta l'equazione del razzo per trovare la massa al decollo.

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

Il peso effettivo sulla piattaforma di lancio è di 2 milioni di kg. Tuttavia, ho solo bisogno di qualcosa da applicare in modo coerente in questo momento tra i due casi. Questo grado di errore era in realtà piuttosto prevedibile, poiché ho utilizzato una velocità del carburante troppo alta e non ha tenuto conto di altri materiali strutturali.

-------- caso di riferimento finale ---- -----

Tornando alla premessa, portiamo in orbita l'ET sacrificando il peso del carico utile. Ciò cambierà il peso della navetta spaziale sulla piattaforma di lancio, e qui sta la difficoltà. Per questo problema, tuttavia, possiamo effettivamente applicare un'equazione del razzo a stadio singolo alla piena velocità orbitale perché nel nostro falso modello non ci sono separazioni.

Introdurrò nuove variabili innescate. Considerali definiti dalle seguenti equazioni.

  • 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

La massa del carico utile è stata ridotta di 5280,5 kg secondo i miei calcoli. Sembra ragionevole - che perdiamo 5 tonnellate di carico utile per spingere 35 tonnellate di materiale del serbatoio nell'ultima parte del percorso in orbita.

Ora, per quanto riguarda l'altra risposta :

Per essere leggermente più precisi, la somma della massa di burnout dell'orbiter e dell'ET, l'impulso specifico dell'OMS e il ΔV richiesto possono essere inseriti nell'equazione del razzo per risolvere l'eccesso la massa del carico utile è disponibile. La risposta è un numero negativo.

Penso di aver capito cosa è successo qui. Penso che sia questo:

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 chilogrammi

Questo calcolo e il numero derivano dall'applicazione dell'equazione del razzo allo stadio finale, dopo il MECO. Il problema con questo calcolo è che stai riducendo il peso del carico utile, ma non tenere conto del fatto che avrai più carburante a (quello che era in precedenza) MECO perché hai ridotto il carico utile. Quindi, fondamentalmente, questa è un'applicazione a un segmento dell'equazione del razzo e non ottiene la risposta giusta. A causa della natura della bestia, è necessario considerare due segmenti di applicazione.

#4
+3
Erik
2013-07-18 06:28:24 UTC
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Non sono sicuro di poterti dare una quantità specifica di propllent, ma posso darti un retro della busta risposta. Forse qualcuno può aggiungere dettagli dai documenti del programma Shuttle.

Il serbatoio esterno (ET) si è spento poco dopo il taglio del motore principale (MECO). Successivamente, lo Shuttle ha eseguito una o più bruciature OMS a seconda di quando è stato effettuato il lancio nella storia del Programma. Queste ustioni innalzavano il perigeo dell'orbita e ne circolarizzavano l'orbita. I pod OMS avevano circa 300 m / s delta-V disponibili solo per l'Orbiter. Facendo una stima approssimativa che metà (?) Di questo (150 m / s) è stato utilizzato per l'inserimento orbitale e metà è stato utilizzato per l'ustione da deorbit, sarebbe necessario fornire altri 150 m / s di delta-V all'ET portalo nell'orbita bassa della navetta.

Tieni presente che un ET a questa altitudine rientrerebbe rapidamente a causa della piccola ma significativa resistenza atmosferica. Dovresti quindi aggiungere ulteriore delta-V per aumentare ulteriormente l'orbita o pianificare di riavviare il serbatoio ogni 90-180 giorni come fa la ISS.

Non dimenticare nemmeno l'equazione del razzo. Oltre a fornire il delta-V aggiuntivo all'ET, devi fornire delta-V aggiuntivo per il carburante che usi per fornire questo delta-V aggiuntivo e così via, e così via, e ....

Immagino che questo punto MECO sia dove il serbatoio viene normalmente separato e lasciato cadere? Stai dicendo che a quel punto mancavano 300 + 150 m / s prima di raggiungere l'orbita?
Al MECO, l'apogeo della traiettoria era corretto e l'Orbiter si stava dirigendo in salita verso di esso. Il perigeo tuttavia era ancora troppo basso e doveva essere aumentato. Le ustioni OMS hanno fatto questo. Il numero e il tipo di masterizzazioni OMS sono cambiati nel corso del programma, quindi alcune missioni avranno una masterizzazione OMS-1 e altre avranno una masterizzazione OMS-1 e OMS-2 ecc. Questi sono stati chiamati inserimenti diretti e standard. Sono abbastanza sicuro che la masterizzazione singola sia stata chiamata diretta.
#5
+2
Shevek23
2017-04-23 08:00:19 UTC
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Molte delle cifre offerte qui per masse di vari componenti sembrano sbagliate, e c'è sicuramente un errore di battitura nell'ISP fornito per i motori Orbiter OMS - in realtà è 316 sec, non 361.

Credo che l'Orbiter abbia effettivamente ammassato più delle cifre fornite qui, e l'ET generalmente molto meno: 116-120 tonnellate per Orbiter tutte sul pad, da 30 a 26 tonnellate per un serbatoio a secco, contenente 725 tonnellate di ossigeno e idrogeno al lancio, collegato a due SRB ciascuno di 88 tonnellate vuote con 500 tonnellate di propellente ciascuno aggiunto fino a 2050 sulla piattaforma.

Ecco un link al sito di Norbert Brügge:

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

Fornisce un carico OMS coerente massimo di 21,65 tonnellate, il che implica che il carico varierebbe da missione a missione. I pesi di decollo esclusi i carichi utili variano per le varie generazioni di Orbiter e di volo ma sono vicini a 100 tonnellate, tra 94,4 e 105,5, credo che la massa includa il propellente OMS e varia in gran parte per questo motivo. I carichi utili forniti sollevano alcuni seri punti interrogativi in ​​alcuni casi, ma si noti come l'ultimo decennio di utilizzo dello Shuttle abbia portato i carichi al di sotto delle 15 tonnellate, perché presumibilmente si trattava principalmente di missioni sulla ISS, che è significativamente più alta in orbita rispetto a quelle inferiori che lo avrebbero fatto. massimizzare il carico utile - anche la ISS è a un'inclinazione di 51,64 gradi, il che rende più difficile raggiungerla da Canaveral. Più nuovo era il modello Orbiter, più leggero era, e quindi solo Endeavour, Atlantis e forse Discovery potevano essere utilmente usati per le missioni ISS: la Columbia doveva essere usata per missioni alternative a bassa quota fino a quando non fu persa.

Poiché la discussione qui sta mettendo in orbita un ET, suppongo che dovremmo esaminare gli standard per le missioni in ritardo sulla ISS. In alternativa all'utilizzo di un ET come elemento strutturale della stazione spaziale, potremmo voler orbitare attorno a uno per fare rifornimento gradualmente per una pesante missione nello spazio profondo, ma con niente di meglio di uno Shuttle o forse di un lanciatore pesante Titan V capace di forse 30 tonnellate di LEO, non riempiremmo velocemente un serbatoio del genere! Inoltre i suoi propellenti tenderebbero a evaporare, specialmente l'idrogeno, quindi avremmo bisogno di un tonnellaggio extra per riqualificare l'idrogeno (usando l'idrogeno freddo, ricondensare l'ossigeno è un gioco da ragazzi) - tutto indica operazioni in quota della stazione spaziale.

Guardando le ultime due colonne della seconda serie di tabelle di "progettazione" di Brügge, abbiamo carichi utili appena inferiori a 15 tonnellate, tutte le masse di lancio quasi esattamente 2050 tonnellate (quelle sono molto coerenti su tutta la gamma di tutti i lanci STS dal 1981 al 2011), Endeavour con una massa di 101,5 meno il carico utile (quindi 116,5 in tutto), 27 tonnellate di ET a secco, 726 tonnellate di carburante e gli SRB hanno ammassato 1178,2 tonnellate in totale. Penso che possiamo attribuire una discrepanza di 3,3 tonnellate al carburante aggiuntivo nella fornitura di OMS di Endeavour, rendendola in realtà una massa di quasi 120 tonnellate sullo stack.

Se, per lavoro svolto da altri sopra, un'orbita MECO standard non raggiunge un'orbita circolare del bersaglio di 150 m / sec, e in questo caso l'orbita del bersaglio è la ISS, a 405 km di altitudine, la velocità orbitale circolare è 7670 m / sec. Sottraendo 150 m / sec si ridurrebbe l'asse maggiore da 13566 km a 13060 o di 506 km, il che significa che il perigeo si trova a circa 99 km sotto il livello del mare! Non so se Endeavor sia mai stato lanciato direttamente su un'orbita ellittica MECO di questo tipo e abbia bruciato un singolo OMS per raggiungere 150 m / sec delta V che richiedono circa il 4,7% della massa a bordo, o 5,67 tonnellate. In alternativa, naturalmente, potrebbe essere messo in un'orbita molto più bassa inizialmente, per mezzo di un'orbita MECO che non raggiunge, diciamo, un'orbita di parcheggio a un'altitudine nominale di 200 km, quindi prima circolando lì con un'ustione di 150 m / sec di questo stesso tipo, attendere la messa in fase della sua orbita inferiore più veloce per allinearsi con il semiperiodo di un'orbita di trasferimento fino a 405 in modo che arrivi vicino alla ISS prima di eseguire una seconda bruciatura per portarla vicino alla sincronizzazione, seguita ovviamente da manovre di avvicinamento lente e pignole. Sospetto che quest'ultimo sia accaduto, ed è anche un'ipotesi conservatrice che sia accaduto. Ma la differenza di energia tra un'orbita con un perigeo di -100 km e un apogeo di 200 km e una con un apogeo di 405 km non è enorme: poco meno di 975 KJ / kg, che alla gravità della superficie terrestre sarebbe la differenza potenziale per appena sotto i 100 km di altitudine. Rispetto alla velocità dell'orbita MECO inferiore all'apogeo, ci vorrebbe solo aggiungere 13 m / sec a quella per superare l'energia necessaria per l'apogeo più alto! (Questo non è il modo per farlo ovviamente).

Tuttavia, l'ipotesi conservativa è che Endeavour prima si arrampichi su un'orbita di parcheggio di 200 km, circoli lì, quindi salga in un momento calcolato fino all'altitudine dell'orbita di 405 km e circoli lì. Ciò consente tempi di lancio flessibili e di avvicinarsi gradualmente alla posizione effettiva della stazione spaziale in un secondo momento.

Aggiungi una tonnellata di propellente in più per cercare un attracco sicuro alla stazione stabilita, ma nota che durante la prima missione non è necessario, poiché ovunque la nave si ferma è la posizione della ISS! Assumendo 150 m / sec come dato per la prima circolarizzazione, che richiede 5 2/3 tonnellate di elica, per entrare in un'orbita di trasferimento di 200-405 km richiede un delta-V di 59,525 m / sec, quindi per circolarizzare a 405 è necessario un altro 5907, o 118,595 in tutto. Sono necessarie più di tre bruciature, quindi poco meno di 270 m / sec, e queste tre si applicano tutte alla stessa massa iniziale, qui apparentemente 120 tonnellate, per una combustione totale di propellente di 10 tonnellate. Notare come questo sia vicino alla metà del massimo consentito dal tankage installato. Per tornare sulla Terra da lì, ritengo che una frenata di 120 m / sec sia sufficiente. Nota anche che questo deve essere sempre applicato a una massa verso il basso (ofter the burn) inferiore a IIRC 105 tonnellate, poiché questo è limitato dall'area di sollevamento e dalle temperature massime TPS, e il limite superiore per il ritorno si applica a tutti i modelli di Orbiter, tuttavia i più leggeri più tardi possono fare di più di quel carico utile di massa ridotta. Quindi sono necessarie solo poco più di 4 tonnellate e 5 consente un generoso fattore di sicurezza per quella combustione. Sospetto che le missioni sulla ISS abbiano coinvolto il carico propulsivo massimo dell'OMS, 21 2/3 tonnellate, mentre vediamo che 15 è tutto ciò che è necessario per la missione nominale, il che implica che 7 tonnellate sono un fattore di sicurezza, in questo caso quasi oltre il 44%. Questo dà la massa dell'Endeavour, senza carico utile e senza carburante OMS ma altrimenti caricata con rifornimenti per una missione nominale, come 83,35 tonnellate, e un delta V totale teorico di 1130 m / sec, o 880 senza toccare la riserva OMS di 7 tonnellate, la riserva aumenta così il delta V totale del 28,4%.

Allora, qual è il costo di tentare di portare il carro armato nell'orbita della ISS con questa serie in tre fasi di ustioni di risalita, tenendo 12 tonnellate di riserva per la discesa nominale più 7 tonnellate per le emergenze? Non possiamo, se ci rifiutiamo di toccare una di quelle 7 tonnellate perché ovviamente ho calcolato la riserva sulla base della missione nominale. Tuttavia, usiamo meno di 10 per la fase di risalita e un serbatoio avanzato a secco da 26 tonnellate solleva la massa nominale di 120 tonnellate di pre-combustione dell'Orbiter, prima di tutte e tre le fasi di risalita, del 21,7%. Quindi possiamo rubare meno di 2,2 tonnellate di elica OMS dalla riserva, meno del 30%, e portare il carro in orbita! Le missioni future che portano anche un altro serbatoio costeranno di più, perché sarà necessario aggiungere qualche manovra in più per arrivare a un molo dolce.

Inoltre, dato un carico nominale di carburante di 725 tonnellate nel serbatoio al momento del lancio, se eliminiamo un po 'di massa dal carico di combustione SSME, possiamo risparmiare un po' di massa di carburante incombusta. Vorremo caricare le due sezioni del serbatoio con aria più tardi, e l'80 percento di questo è azoto. Il volume del serbatoio (ignorando l'intercapedine che separa il LOX dall'LH) contiene quelle 725 tonnellate, e in media a poco più del 36% la densità dell'acqua, quando l'aria è 1/800 della densità dell'acqua, un carico di l'aria a 1 atmosfera nominale sarebbe di circa 2,5 tonnellate di massa, quindi 500 chilogrammi di essa sono ossigeno. Se vogliamo risparmiare mezza tonnellata di ossigeno o 1/1243 del carico totale di ossigeno nel serbatoio, dovremmo radere quella proporzione della massa totale per bruciare OMS, o 118 kg, dal carico utile e sottrarre mezza tonnellata da esso come bene. Una volta vaporizzata completamente, la mezza tonnellata di ossigeno si espanderebbe, ma credo che la sua pressione sarebbe ben sotto un'atmosfera piena nel serbatoio di ossigeno.

Altrimenti non avremmo affatto bisogno di lesinare sulla massa nominale del carico utile, dato che non possiamo scambiarne nulla per ripristinare la riserva di carburante OMS di 7 tonnellate - potremmo, ma comporterebbe anche modifiche idrauliche come massa di cisterna nella baia di carico utile. Eliminare completamente il carico utile non ridurrebbe la massa totale al valore nominale e quindi dovremmo in ogni caso attingere alla riserva.

Il carico utile è quindi ridotto a 14 tonnellate. Per il primo assemblaggio della ISS basato su ET, suppongo che l'intero carico utile dovrebbe consistere in masse di equipaggiamento iniziali, che potrebbero comprendere un singolo modulo pensato per essere collegato al serbatoio per fornire un ancoraggio strutturale e un porto di attracco per una missione futura. È stato sottolineato che l'ET è un oggetto "soffice" a basso coefficiente balistico, la sua orbita decadrà più rapidamente di un oggetto più denso come ad esempio Skylab. Ma credo che anche la ISS completamente assemblata sia pesante allo stesso modo, quindi non sarà peggio. Tuttavia, una priorità assoluta è consentire al serbatoio di rimanere in orbita e ha bisogno anche del controllo dell'orientamento. Credo che il primo modulo sarebbe quindi una combinazione di modulo di propulsione e bacino di accesso, e gran parte della sua massa sarebbe propellente per mantenere l'orbita.

Dando uno sguardo alla cronologia storica della ISS, l'inizio è stato Zarya, un modulo di 19 tonnellate e un terzo a cui Endeavour ha attaccato il modulo Unity da quasi 12 tonnellate. Se il lancio del serbatoio è la seconda fase dell'assemblaggio alternativo della ISS, Endeavor potrebbe prima attraccare un modulo Unity espanso (diciamo che trasporta propellente supplementare per Zarya) all'inizio russo, quindi, attraccato a Unity e usando il suo Canadarm, posizionare il serbatoio su un porto specializzato di fronte all'estremità Zarya di Unity. Parte della massa del carico sarebbe dedicata a strutture come flange appositamente costruite nel serbatoio stesso, quindi forse non possiamo trasportare carburante extra per Zarya in questa missione, dopotutto. Una volta attraccati, tuttavia, le successive missioni dello Shuttle possono portare entrambi i moduli ad attraccare alle 4 porte radiali di Unity o temporaneamente come moduli di carico da scaricare nel serbatoio. Tra la missione in orbita del serbatoio e la successiva visita di un veicolo spaziale alla ISS, le prese d'aria del serbatoio dell'idrogeno verrebbero aperte per consentire all'idrogeno residuo di evaporare nello spazio, mentre il residuo LOX evapora per riempire il serbatoio dell'ossigeno come gas. Sarebbe quindi possibile, magari con telecomando prima della prossima missione, chiudere lo sfiato dell'idrogeno, aprire una nuova speciale valvola incorporata nel serbatoio tra i due serbatoi per riempire il serbatoio dell'idrogeno con l'ossigeno. Solo 2 tonnellate su un carico utile nominale di 15 tonnellate della prossima missione shuttle (o forse 2 delle 20 tonnellate di massa di un altro modulo equivalente a Zarya lanciato su un protone) sarebbero azoto per costituire il resto dell'aria. Al termine di ciò (con l'aggiunta di una piccola massa d'acqua e tracce di CO2) i due segmenti del serbatoio diventano abitabili e l'equipaggio può spostarsi al loro interno con 12 o 18 tonnellate in più di infrastrutture e attrezzature operative per adattarlo.

Tutto ciò dimostra che lo Shuttle, così com'era, poteva effettivamente fornire serbatoi alle destinazioni orbitali a un costo molto basso di immersione nelle riserve di carburante esistenti. Modi più efficienti di utilizzare i carri armati sarebbero emersi se fossimo andati avanti e avessimo sviluppato "Shuttle-C", una serie di proposte di veicoli derivati ​​dallo Shuttle che avevano in comune l'uso dell'attrezzatura standard fornita per i lanci di Orbiter, tra cui il serbatoio, gli SRB e un nuovo modulo destinato a recuperare le SSME dall'orbita. Ora non sono mai stato in grado di ottenere alcun dettaglio sulla natura del modulo motore, ma sarei stupito se un modulo motore 3 dovesse arrivare a masse fino a 60 tonnellate in tutto; più probabilmente nell'intervallo 35-45, penso. (In realtà ho le mie idee su questa linea per un sistema di trasporto spaziale di prossima generazione che svilupperebbe 15 tonnellate o meno moduli separati per ciascun motore, progetti Orbiter ridimensionati, senza equipaggio, che consentirebbero un sistema di lancio nazionale molto flessibile utilizzando vari numeri di motori e varie dimensioni di SRB. Ma per semplificare le cose, le proposte dello Shuttle-C erano tutte oltre all'utilizzo di Orbiter come unico veicolo con equipaggio; i progetti dello Shuttle-C sarebbero stati lanciati tutti senza pilota, e alcuni di loro proposero di utilizzare SSME su uno lancio, presumibilmente vecchi prossimi alla fine della vita). Poiché i lanciatori senza equipaggio progettati dallo Shuttle-C avrebbero dovuto essere almeno un po 'più economici da lanciare rispetto a un Orbiter, e anche se il modulo di recupero del motore ammontava fino a 60 tonnellate, metà della massa dell'Orbiter, le altre 60 tonnellate sono 3 volte le 20 tonnellate nominali Carico utile Orbiter - 4 volte il carico utile della ISS.

Con un tale sistema in mano - e penso che potrebbe chiaramente essere operativo ben prima del 2000 - una singola missione dello Shuttle C, con un modulo di carico permanente attaccato al serbatoio e comprendente un motore OMS, potrebbe fornire all'orbita un serbatoio preinstallato per il riempimento d'aria, 5 tonnellate di aria liquida immagazzinata (2 riempimenti del serbatoio) e altre 50 tonnellate di altre forniture e attrezzature.

Stimo che una combustione di 9 secondi di un singolo motore STS OMS una volta al mese sarebbe sufficiente per controllare il decadimento orbitale, assumendo forze simili a quelle sulla ISS esistente. Ciò consumerebbe meno di 80 kg di propellente ogni volta, per meno di una tonnellata all'anno. Chiaramente la riserva di propellente non deve essere enorme!

Ricerca dei dati effettivi L'ISS consuma attualmente 7,5 tonnellate all'anno; anche così, una riserva di 10 tonnellate inclusa nel lancio originale è solo il 20 percento del tonnellaggio vario disponibile. Con 40 tonnellate rimaste oltre, questo singolo lancio sarebbe l'equivalente sia di Zarya che di Unity con 10 tonnellate in più (un'altra Unity, quasi) rimaste. Poiché Zarya è il modulo di propulsione della stazione esistente, chiaramente potremmo ottenere più utilità di questi due lanci forniti a parte l'uso del serbatoio stesso.

Un Orbiter, in arrivo dopo il lancio dello Shuttle C o pre-posizionato alla destinazione prima di esso, coordinato con un lancio Soyuz, potrebbe fornire una forza lavoro internazionale di 10 membri dell'equipaggio per fare l'attracco iniziale di uno Zarya modificato incentrato sulla fornitura di energia senza propulsione al modulo cargo dello Shuttle C, che immagino avrebbe più porte di attracco in stile Unity integrate, una con un adattatore (mobile man mano che la stazione cresce) per Soyuz. Se questo equipaggio può finire di gonfiare i serbatoi con l'aria dipende dalla velocità con cui l'idrogeno viene scaricato nel vuoto da quel serbatoio. Penso che potrebbero equipaggiarlo al punto da renderlo immediatamente abitabile per i prossimi equipaggi. A 120 tonnellate, sarebbe quasi il 30 per cento della massa della stazione attuale. Altri 3 lanci dello Shuttle-C che trasportano altri 3 carri armati, accompagnati da altre 3 visite Orbiter ciascuno con 15 tonnellate di carico, supererebbero di 15 tonnellate l'attuale assemblaggio. Il volume dell'equipaggio ovviamente sarebbe gigantesco, tanto che probabilmente non vorremmo fare più missioni di consegna dei carri armati, ma anche così 6 visite Orbiter si arrotonderebbero alla stessa massa della nostra stazione attuale, presumibilmente un mix di carico per installazione interna e nuovi moduli e tralicci e set di pannelli solari e così via.

È quindi una proposta pratica; con lo Shuttle C sarebbe stato realizzato molto rapidamente con pochi lanci. Se desideriamo sviluppare l'habitat rotante da 10 serbatoi proposto (un ottagono di 8 serbatoi da un capo all'altro legati a una coppia lungo l'asse, da un capo all'altro) è una questione di finanziamento, non di capacità di lancio. Una tale alternativa richiederebbe ovviamente ordini di grandezza in più di persone nello spazio per essere utile, e come offerto mi sembra incompleto - non vedo come le navette o qualsiasi altra imbarcazione si attraccherebbero ad essa una volta avviate, una o entrambe le I serbatoi dell'asse dovrebbero essere collegati a un modulo di de-spin che richiede potenza e probabilmente massa di reazione, attaccata all'altra estremità a una stazione di microgravità in cui le navi potrebbero attraccare, che sarebbe anche il posto dove mettere pannelli solari e radiatori suppongo. Sospetto che una stazione del genere richieda una riduzione di un ordine di grandezza dei costi di lancio, per essere finanziabile a distanza, tenendo presente la necessità di far ruotare centinaia di membri dell'equipaggio ogni anno e rifornimenti vitali insieme a loro. Penso che lo sviluppo di Shuttle-C indicherebbe la strada verso importanti riduzioni dei costi per chilogrammo, forse di un fattore 5, ma non 10.



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