Küsimus:
Kui suur oleks Δv maksumus kosmosesüstiku välise paagi orbiidile viimisel?
AlanSE
2013-07-17 19:42:21 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Tuli sõltumatu ettepanek, et kosmosesüstiku välistank oleks olnud võimalik tõsta kogu orbiidile ja seejärel kasutada seda kosmosejaamades struktuurimaterjalina.

raketikütuse eelarve seisukohast, kui palju oleks selle maksmine maksnud? Eeldatavasti annaksite välisele paagile rohkem Δv, mis oleks vähendanud kasulikku koormust, mida saate orbiidile viia. Kui lähedal oli väline paak orbiidi kiirusele, kui palju oleks kulunud lisakütust, et see ülejäänud tee kätte saada, ja kas see oleks olnud kosmosesüstiku konstruktsiooniga mehaaniliselt võimalik?

Asjakohane tees: [MADALA MAA ORBITIGA STSEKSTERNAALSE PAAGI PARKIMISORBIITIDE ANALÜÜS] (http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a230530.pdf), JE Cross, 1990 (PDF) ja veel üks artikkel: [Madalal orbiidil asuvate väliste paakide aerodünaamilise lohise ja pöördemomendi hindamine] (http://fire.nist.gov/bfrlpubs/build06/PDF/b06026.pdf), WC Stone, C. Witzgall, Journal of Research of Riiklik Standardite ja Tehnoloogia Instituut, 2006 (PDF)
Kunagi kuulsin, et Shuttle sooritas lisamanöövri, tagamaks välise paagi valitud rada mööda laskumise, ja selle orbiidile laskmine oleks tegelikult kulutanud * vähem * kütust kui tavaline veeskamine. Ma ei saa selle ebamääraselt meelde jäänud väite õigsuse eest garanteerida.
Viis vastused:
#1
+16
Adam Wuerl
2013-07-18 09:37:13 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Shuttle Answer

Uuendus: Parandasin (tohutu) vea, mis karistas sõidukit valesti nimikoormuse tõstmise eest MECO-1-le, kui küsiti küsimuse kõrvaldamise kohta nominaalne koormus tühja ET stabiilsele orbiidile tõstmise kasuks.


Karedate arvude kasutamine maksaks kõik / ei tööta. ET orbiidile viimine oleks välistanud süstiku võime kanda muud kasulikku koormust ja käivitamise ajal kasutatav ET vajaks märkimisväärset ümberehitust, et see oleks kasulik muuks.

Kõigepealt matemaatika, seejärel mõni muud põhjused, miks see halva ideena tundub.

Matemaatika

Eeldused

Arvutused

Nominaalse tõusutrajektoori jaoks saab MECO-1 orbiidile, mis on jagatud ET, Orbiteri ja kasuliku koormuse vahel, 140 000 kg.

Nominaalselt lavastatakse seejärel ET, mis vähendas massi enne OMS-i ringlusse põletamist 105 000 kg-ni. Raketivõrrandi abil saame arvutada põletamiseks vajaliku OMS-raketikütuse.

$ 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 $

Kui me tahame selle asemel tõsta kogu MECO-1 massi orbiiti, saame suurem propellendi kaal.

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

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

Nii et ET suurendamiseks on vaja veel 1514 kg OMS raketikütust. See on väiksem kui 22 700 kg kasuliku koormuse eraldamine, seega näib see olevat võimalik (ehkki Shuttle'ile tuleks paigaldada täiendav OMS-raketikütuse hoidmine kaubaruumis ja tarnimine OMS-mootoritele - kindlasti võimalik, kuid mitte tühine).

Märkus. Üks ilmselge jõudluse suurendamise võimalus on tsirkularisatsioonipõletuseks kasutada kõrgema spetsiifilise impulss-SSME-d, mitte OMS-mootoreid. See eeldaks kas otsetõusu trajektoori (võimalik, kuid tõenäoliselt ainult madalatel orbiitidel) või võimalust SSME-sid (või vähemalt ühte neist) taaskäivitada. Jällegi võimalik, kuid mitte triviaalne.

Väljakutsed

Kuid hoolimata esmatasandi tehnilisest teostatavusest oleks selle lähenemisega seotud olulisi probleeme.

Põhiküsimus on see, et orbiidile jõudes vajaks tank kasulikku märkimisväärset ümbertöötamist. Pidage meeles, et see ei olnud mõeldud elupaigaks, see oli mõeldud kütuse ja oksüdeerija hoidmiseks süstiku jaoks tõusu ajal. Igasugusel majutusel, et see täidaks kahte eesmärki, oleks kulu- või kaalukaristus. Veelgi olulisem on see, et kõik orbiidil tehtavad muudatused oleksid täiendavad missioonid - tõenäoliselt astronaudide EVA-d järelmeetmetel.

Kui paak on tühi, on see ka oma mõõtmetelt (suhteliselt) kerge objekt (st sellel on madal ballistiline koefitsient). See põhjustaks selle uuesti sisenemist kiiremini kui tavalised kasulikud koormused, mis võivad olla 2/3 massist, kuid (võib-olla) 1/10 ristlõikest. See eeldaks ET paigutamist tavapärasest kõrgemale orbiidile (vähendades muu kasuliku koormuse jaoks kasutatavat massi) või töötades kellaga, et lisada ET-kestale täiendav jaama hoidev tõukejõud (enne orbiidilt eemaldamist).

Nii et ma leevendan oma algset vastust ja ütlen, et tehniliselt oli see lähenemine tõenäoliselt teostatav, kuid tõenäoliselt kulukas ja kujutab mitte triviaalset arengut programmi jaoks, mis ajalooliselt võitles kõrge lennumäära säilitamise, hea ohutusrekordi või toimimise eest taskukohaselt.

Igal orbiidil, kuhu süstik jõuab, on deorbiti aeg aastaid. Usun, et Hubble, mis asub kaugemal kui ISS, siseneb uuesti umbes 2024. aastal. Madalaimate orbiitide tagasituleku aeg on vaid paar päeva.
Loodan tulla tagasi ja teha teie arvutus. Praegu tahan siiski märkida, et ma ei saa aru, kuidas 35-tonnisele paagile 150 m / s lisamine asendab 20-tonnise kasuliku koormuse (ja rohkemgi veel!), Mis tõstetakse kiirusele 7900 m / s. Midagi näib selles osas selgelt ära olevat. Ilmselt pole see lihtsalt (mass) x (deltaV). Vaatan üksikasjad hoolikalt läbi, lootes probleemi lüüa.
@AlanSE See tundus välja lülitatud, sest see oli täiesti vale. Täname kommentaari eest. Seal oli mitmeid vigu. Üks oli kasuliku koormuse massi topeltbroneerimine läbipõlemises arvutustöös, mille tegin, kuid mida ei näidatud.
+1. Tore vastus. Üks lisaküsimus: kuhu panete täiendava OMS-propellendi? Samuti tundub 1514 kg madal, kuna kogu OMS-i kaal kannab peaaegu 9000 kg - ja seda on vaja nominaalse missiooni jaoks ja lisate umbes 50% rohkem massi. Pean vist kalkulaatori välja saama ...
Püüdsin sellele eespool viidata. Tõenäoliselt peaksite paagid panema Orbiteri kasulikku lahtri ja muutma tõukejõusüsteemi nende torustikuks, mis oleks tohutu piin. Seal oleks igasuguseid väikeseid detaile, alates raketikütuse laadimisest CONOPS kuni termiliste probleemideni, kuni avioonika muutmiseni täiendavate ventiilide juhtimiseks ja täiendava telemeetria kogumiseks.
Ah, vabandust - ma näen, kus te mainisite vajadust suurema mahuti järele.
@AdamWuerl Kasuliku koormuse eemaldamine ja selle asendamine raketikütusega on hea juhtum akadeemilise argumendina. Nagu siin näete, vähendas see probleemi ühe (õige) võrrandini. Tegeliku ettepaneku jaoks näib aga äärmiselt usutavam vähendada kasuliku koormuse massi veelgi ja hoida raketikütuse kogu mass identsena kosmosesüstiku kavandatud koormusega. Teie võimalused on 1,5 tonni kasuliku koormuse asendamine raketikütusega või 5 tonni kasuliku koormuse täielik eemaldamine. Võrrandite põhjal on need kehtivad valikud, kuid ma ei usu, et keegi neid tõsiseid raketikütuse vooluteid tõsiselt võtab.
@AlanSE nõustuvad täielikult, et teostatavam variant oleks lihtsalt kasuliku massi täielik eemaldamine ja kasu saada sellest, et seda kõike ei pea orbiidile tõstma. Üks põhjus, miks ma arvutust niiviisi ei teinud, on see, et mul oleks arvutuse tegemiseks vaja palju rohkem andmeid ja see ei lahenda ka probleemi, et paak pole nii kasulik.
Miks standardkaal? See oleks olnud kõige kasulikum ISS-i ajastul, kui nad lendasid Al-Li tankidega 26,5 t juures.
See ei arvesta tõhusamate SSME-de ja propellendi jäägi kasutamist orbiidil sisestamise ja ringluse lõpetamiseks. Ma kujutaksin ette, et ET-st kinni hoides jõuaks orbiidile isegi _kordama_ kasuliku koormuse.
@PearsonArtPhoto: "Halvima stsenaariumi kohaselt näeb Hubble 2028. aastal tagasi Maale kukkumist ja enamus mudeleid näitab, et kontrollimatu taassisenemine ei toimuks enne 2030. aastate keskpaika" - https://www.space.com/29206-how -will-hubble-kosmose-teleskoop-die.html
@AlanSE: Kui ma muudan paaki orbiidil kasulikuks, muudan seda hea meelega ka veel 1,5 tonni mahutamiseks.
#2
+6
gunsandrockets
2014-01-05 03:58:17 UTC
view on stackexchange narkive permalink

AlenSE, Erikul on vastuse keskmes.

Lihtsamalt öeldes on süstiku välise paagi eraldamise ajal ET-l täielik orbitaalkiirus koos ülejäänud süstikuga. Kuid kuna ET ei kuulu süstiku juurde, kui süstik ringleb oma orbiidil OMS-i põlemisega, lõikub ET orbiit India ookeani punktis Maa pinnaga.

Kui täielikult koormatud Shuttle üritas oma orbiiti ringlusse panna, kui ET oli endiselt küljes, pidi OMS kulutama põletamiseks umbes 35% rohkem raketikütust kui tavaliselt. Ma ei tea, kas OMS-l on selline üleliigne võimsus, kuigi usun, et on. Halvimal juhul eeldan ma, et kui Shuttle'i lahe kandevõime pärast ringluspõletust orbiidile paisatakse, on OMS-i kogu vajalik võimsus.

Nii et lühike vastus on, usun, et see on täielikult koormatud süstik oleks võinud viia ET üles LEO-sse, kui kasuliku koormuse missioon eeldas, et see jäeti orbiidile.

ET löögipunkt oleks India ookeanil ainult tavalise sisestamise missiooni jaoks (viimane lend STS-38-ga novembris 1990); otsese sisestamise missioon (mis lendas esmakordselt STS-41C-le aprillis 1984 ja mida kasutati enamiku missioonide jaoks pärast seda, ning _ kõik_ missioonid STS-35-st, kuna see võimaldas suuremat kasulikku koormust ja / või kõrgemat orbiiti), sisaldas pikemat - kestus SSME põleb, suurendades sõiduki kiirust MECO-l (ja seega ka kiirust ET eraldamisel) ja surudes ET löögipunkti Vaikse ookeani keskosast itta.
#3
+5
AlanSE
2013-07-18 20:01:23 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Meil ​​on raketivõrrand kahes segmendis.

  • v_e = 4440 m / s
  • v2 = 150 m / s
  • v1 = 7900 m / s - 150 m / s = 7750 m / s
  • Orbiidi mass ise = m_o = 68 585 kg
  • Kandevõime (orbiidi sees) = m_p = 24 400 kg
  • väline paak = m_t = 35 000 kg

Viitan neljale erinevale massi väärtusele.

  • mL - mass käivitamisel
  • m2 - mass otse MECO ees
  • m2 '- mass kohe pärast MECO-d (kui on eraldus)
  • m3 - mass, mis paneb selle orbiidile

Probleemi olemus on see, et meil on võrdlusjuhtum, kus mass langeb eraldamisel välise paagi massi võrra ja seejärel tahame teada saada, kui palju peame kasulikku koormust vähendama kaalu, et ikkagi välise paagiga orbiidile jõuda, see tähendab, et m2 = m2 '. Kuid kõigepealt peame täitma kõik võrdlusjuhtumi väärtused.

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

Mass pärast eraldamist leitakse raketivõrrandist. Lisage välise paagi mass, et leida mass vahetult enne eraldamist.

  • m2 '= (92 985 kg) * eksp ((150 m / s) / (4 440 m / s)) = 96 180 kg
  • m2 = 96 180 kg + 35 000 kg = 131 180 kg

Rakendage raketivõrrandit veel kord, et leida mass tõstmisel.

  • mL = (131,180 kg) * eksp. (7750/4440) = 751,496 kg

Tegelik kaal kanderaketil on 2 miljonit kg. Kuid mul on lihtsalt vaja midagi, mida praegu kahe juhtumi vahel järjepidevalt rakendada. See veaaste oli tegelikult üsna etteaimatav, kuna kasutasin liiga suurt kütuse liikumiskiirust ega arvestanud muude konstruktsioonimaterjalidega.

-------- lõppviide ---- -----

Tulles tagasi eelduse juurde, jõuame ET orbiidile, ohverdades kasuliku kaalu. See muudab kanderaketi kosmosesüstiku kaalu ja selles peitub ka keerukus. Selle probleemi korral saame aga rakendada orbitaalkiiruse kiirust üheastmelise raketivõrrandiga, kuna meie valemudelis pole eraldusi üldse.

Tutvustan uusi algmuutujaid. Mõelge neile järgmiste võrranditega.

  • 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

Minu arvutusega vähendati kasuliku koormuse massi 5280,5 kg võrra. See kõlab mõistlikult - et kaotame 5 tonni kasulikku koormust, et suruda 35 tonni paagi materjali viimaseks väikseks osaks orbiidile viimise teest.

Nüüd, mis puudutab teist vastust :

Täpsemalt öeldes võib raketi võrrandisse ühendada orbiidi läbipõlemise massi ja ET, OMS-spetsiifilise impulsi ja vajaliku ΔV summa, et lahendada, kui palju üleliigset kasulik koormus on saadaval. Vastus on negatiivne arv.

Ma arvan, et sain aru, mis siin juhtus. Ma arvan, et see on järgmine:

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

See arvutus ja arv tuleneb raketivõrrandi rakendamisest viimasele etapile pärast MECO-d. Selle arvutuse probleem on see, et vähendate kasulikku kaalu, kuid ärge arvestage asjaolu, et teil on (varem olnud) MECO-l rohkem kütust, kuna vähendasite kasulikku koormust. Nii et põhimõtteliselt on see raketivõrrandi ühesegmendiline rakendus ja see ei saa õiget vastust. Metsalise olemuse tõttu peate kaaluma kahte rakenduse segmenti.

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

Ma pole kindel, kas suudan teile anda konkreetse koguse toetajaid, kuid saan anda teile ümbriku vastuse. Võib-olla keegi saab lisateavet Shuttle programmi dokumentidest lisada.

Väline paak (ET) tuli välja peagi pärast peamasina väljalülitamist (MECO). Pärast seda tegi Shuttle ühe või mitu OMS-i põletust, sõltuvalt sellest, millal käivitati programmi ajaloos. Need põletused tõstsid orbiidi perigeed ja tegid orbiidi ringlusse. OMS-i kaunadel oli ainuüksi Orbiteri jaoks saadaval umbes 300 m / s delta-V. Tehes ligikaudse hinnangu, et pool (?) Sellest (150 m / s) kasutati orbiidi sisestamiseks ja pool kasutati deorbiti põletamiseks, peate ET-le esitama täiendava 150 m / s delta-V, et viige see süstiku madalale orbiidile.

Pidage meeles, et sellel kõrgusel asuv ET siseneks väikese, kuid märkimisväärse atmosfäärisõidu tõttu kiiresti uuesti. Seetõttu peate orbiidi edasiseks tõstmiseks lisama täiendava delta-V või plaanima tanki iga 90–180 päeva tagant taastada nagu ISS.

Ärge unustage ka raketi võrrandit. Lisaks täiendava delta-V pakkumisele ET-le peate lisama ka delta-V kütusele, mida te selle täiendava delta-V ja nii edasi ja nii edasi andmiseks kasutate.

Ma arvan, et see MECO punkt on koht, kus paak on tavaliselt eraldatud ja lastakse kukkuda? Kas tahate öelda, et enne orbiidile jõudmist oli punktist jäänud 300 + 150 m / s?
MECO-s oli trajektoori apogee õige ja Orbiter suundus ülesmäge selle poole. Perigeer oli aga endiselt liiga madal ja seda tuli tõsta. OMS-i põletus (ed) tegid seda. OMS-i põletuste arv ja tüüp muutusid programmi jooksul, nii et mõnel missioonil on OMS-1 põletus ja mõnel OMS-1 ja OMS-2 põletus jne. Neid nimetati otsesteks ja standardseteks sisestusteks. Olen üsna kindel, et üksikut põletust nimetati otseseks.
#5
+2
Shevek23
2017-04-23 08:00:19 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Paljud arvud, mida siin pakutakse mitmesuguste komponentide masside jaoks, tunduvad olevat välistatud ja Orbiter OMS-mootorite jaoks on Isp-s kindlasti trükiviga - see on tõesti 316 sek, mitte 361.

Ma usun, et Orbiter massis tegelikult rohkem kui siin toodud arvud ja ET oli palju vähem - Orbiteril 116–120 tonni kogu padjal, 30–26 tonni kuivpaagil, mis sisaldab 725 tonni hapnikku ja vesinik käivitamisel, mis on kinnitatud kahele SRB-le, millest igaühel on 88 tonni tühja massi ja 500 tonni raketikütust, lisades padjale kuni 2050.

Siin on link Norbert Brügge saidile:

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

See annab püsiva OMS-i koormuse maksimaalselt 21,65 tonni, mis tähendab, et koormus missiooniti erineks. Tõstekaalud, välja arvatud kasulikud koormused, varieeruvad Orbiteri eri põlvkondade ja lendude puhul, kuid on peaaegu 100 tonni, vahemikus 94,4–105,5. Usun, et mass sisaldab OMS-raketikütust ja varieerub suuresti sel põhjusel. Esitatud kasulikud koormused tekitavad mõnel juhul tõsiseid küsimärke, kuid pange tähele, kuidas Shuttle'i viimase kümnendi kasutamiskümnend viis koormad alla 15 tonni, sest arvatavasti olid need peamiselt ISS-i missioonid, mis on orbiidil oluliselt kõrgemad kui madalamad, mis oleks maksimeerida kasulikku koormust - ka ISS on 51,64 kraadise kaldega, mis muudab selle Canaveralist jõudmise keerulisemaks. Mida uuem oli Orbiteri mudel, seda kergem see oli ja seega sai ISS-i missioonidel kasutada ainult Endeavouri, Atlantist ja võib-olla ka Discoveryt - Columbiat pidi kasutama alternatiivseteks, madalama kõrgusega missioonideks, kuni see kaduma läks.

Kuna siinne arutelu paneb ET orbiidile, peaksime ilmselt uurima ISSi hilinenud missioonide standardeid. Alternatiivina ET kasutamisele kosmosejaama konstruktsioonielemendina võiksime ühe orbiidile seada, et järk-järgult tankida raskesse kosmosemissiooni, kuid millel pole paremat kui Shuttle või võib-olla Titan V raske kanderakett, mis on LEO-le võimeline 30 tonni, me ei täidaks sellist paaki kiiresti! Ka selle raketikütused kipuvad ära keema, eriti vesinik, nii et me vajame vesiniku vabastamiseks lisatonnaaži (külma vesiniku abil on hapniku uuesti kondenseerumine kiire) - see kõik osutab kosmosejaama kõrgustoimingutele. p>

Vaadates Brügge teise "disaini" tabelite paari viimast veergu, on meil kasulikke koormusi veidi alla 15 tonni, stardimass kokku peaaegu täpselt 2050 tonni (need on väga ühtsed kõigi STS-i kaadrite kogu ulatuses) aastatel 1981 kuni 2011), Endeavour massides 101,5 miinus kasuliku koormuse (seega kokku 116,5), kuiva ET 27 tonni, selles 726 tonni kütust ja SRBde mass oli 1178,2 tonni. Ma arvan, et võime omistada 3,3-tonnise ebakõla täiendavale kütusele Endeavouri OMS-varustuses, mis teeb selle massiks peaaegu 120 tonni.

Kui tavalise MECO orbiidi töö ülalkirjeldatud töö kohta jääb ringikujulisest sihtorbiidist 150 m / sek allapoole ja antud juhul on sihtorbiidiks ISS, 405 km kõrgusel, siis on orbiidi ringkiirus 7670 m / s. 150 m / sek lahutamine vähendaks põhitelge 13566 km-lt 13060-le või 506 km võrra - see tähendab, et perigees oleks umbes 99 km allpool merepinda! Ma ei tea, kas Endeavour viidi kunagi otse sellisele elliptilisele MECO orbiidile ja kas see põletas ühe OMS-i 150 m / sek delta V saavutamiseks, mis nõudis umbes 4,7 protsenti pardal olevast massist ehk 5,67 tonni. Muidugi võiks selle esialgu suunata palju madalamale orbiidile MECO orbiidi abil, mis jääb alla nimelise 200 km kõrgusele parkimisorbiidile, seejärel ringlema seal esmalt sama liiki 150 m / s põlemisega, oodake selle madalama kiirema orbiidi järkjärguline astumine kuni 405 ülekandepiirkonna poolperioodiga, nii et see jõuab ISS-i lähedale enne teise põletuse tegemist, et viia see sünkrooni lähedale, millele järgnevad muidugi kohmakad ja aeglase ettevaatliku lähenemismanöövrid. Ma kahtlustan, et viimane juhtus, ja see on ka konservatiivne eeldus, et ta seda tegi. Kuid energia erinevus orbiidil -100 km perigeega ja 200 km apogeega ning selle asemel, millel on 405 km apogee, ei ole tohutu - veidi alla 975 KJ / kg, mis Maa pinna gravitatsiooni korral oleks potentsiaalne erinevus vaid veidi alla 100 km kõrgusel. Võrreldes madalama MECO orbiidi kiirusega apogees, kuluks sellele vaid 13 m / sek lisamine, et ületada kõrgema apogee jaoks vajalikku energiat! (See pole muidugi viis, kuidas seda teha).

Siiski on konservatiivne eeldus, et Endeavour ronib kõigepealt 200 km pikkusele parkimisorbiidile, ringleb seal ja ronib arvutatud hetkel 405 km orbiidi kõrgusele ja ringleb seal. See võimaldab paindlikke stardiaegu ja järk-järgult läheneda kosmosejaama tegelikule asukohale.

Visake sissetoodud jaamas ohutu doki jaoks ringi liikumiseks tonni raketikütust - kuid esimesel ülesandel pidage seda vajalikuks, sest ISS asub asukohas kõikjal, kus laev peatub! Kui eeldada, et esimese ringkirja jaoks, mis nõuab 5 2/3 tonni rekvisiiti, on 150 m / s, läheb 200–405 km pikkusele ülekandeorbiidile delta-V väärtus 59,525 m / sek ja seejärel ringlussevõtt 405 juures nõuab teist 5907 ehk 118,595 kokku. Vaja on üle kolme põletuse, siis veidi alla 270 m / s ja need kolm kehtivad sama algmassi, siin ilmselt 120 tonni, korral, kui raketikütuse kogupõletus on 10 tonni. Pange tähele, kuidas see on peaaegu pool maksimaalsest paigaldatud mahutist. Sealt Maale naasmiseks on minu hinnangul pidurdamine 120 m / sek. Pange tähele, et seda tuleb alati rakendada ka alla massi (põletuskolde) korral, mis on väiksem kui IIRC 105 tonni, kuna seda piiravad tõstepiirkond ja TPS-i maksimaalsed temperatuurid ning tagastamise ülempiir kehtib kõigile Orbiteri mudelitele, kuigi kergemad hilisemad suudavad selle massi kasuliku koormuse rohkem ära kasutada. Seega on vaja ainult natuke rohkem kui 4 tonni ja 5 võimaldab selle põletuse jaoks ohutut tegurit. Ma kahtlustan, et ISS-i lähetused hõlmasid maksimaalset OMS-raketikütust, 21 2/3 tonni, samas kui nominaalseks missiooniks on vaja ainult 15 - mis tähendab, et 7 tonni on ohutustegur, antud juhul peaaegu üle 44 protsendi. See annab Endeavouri massi, ilma kasuliku koormata ja OMS-kütuseta, kuid muul viisil nominaalseks missiooniks varustatuna, 83,35 tonni ja teoreetilise kogu delta V 1130 m / sek ehk 880, ilma et seonduks 7-tonnise OMS-varuga, reserv tõstis seega kogu delta V 28,4 protsenti.

Mis siis maksab tanki ISS-i orbiidile viimise katse selle kolme astme tõusupõletuste seeria abil, hoides nominaalseks laskumiseks 12 tonni ja hädaolukordadeks 7 tonni? Me ei saa seda teha, kui keeldume ühtegi neist 7 tonnist puutumast, sest loomulikult arvasin ma reservi nominaalse missiooni põhjal. Kuid me kasutame tõusufaasi jaoks vähem kui 10 ja 26-tonnine kuiv täiustatud paak tõstab enne kõiki kolme tõusufaasi nominaalset 120-tonnist Orbiteri põletamiseelset massi 21,7 protsenti. Seetõttu võime varukast varastada vähem kui 2,2 tonni OMS-propelli, vähem kui 30 protsenti sellest, ja viia tank orbiidile! Tulevased missioonid, mis toovad ka teise paagi, maksavad rohkem, sest õrna doki juurde jõudmiseks on vaja lisada veel mõned manööverdamisvõimalused.

Arvestades ka paagi käivitamisel 725 tonni nominaalset kütusekoormust, kui raseerime SSME põletuskoormuselt mõne massi, võime kütusemassi põlemata kokku hoida. Tahame hiljem paagi kaks osa õhuga laadida ja sellest 80 protsenti moodustab lämmastik. Mahuti maht (ignoreerides LOX-i LH-st eraldavat mahutit) mahutab need 725 tonni ja veetihedus keskmiselt veidi üle 36 protsendi, kui õhk on 1/800 veetihedus, siis koormus õhk ühe atmosfääri nominaalses koguses oleks umbes 2,5 tonni, seega on 500 kilogrammi sellest hapnikku. Kui tahame säästa pool tonni hapnikku ehk 1/1243 kogu paagi hapniku koormusest, siis raseerime selle OMS-i põlemiseks kulunud kogumassist ehk 118 kg kasuliku koormuse maha ja lahutame sellest pool tonni hästi. Täielikult aurustudes paisub pool tonni hapnikku, kuid usun, et selle rõhk oleks hapnikupaagis täieliku atmosfääri all.

Muul juhul ei pea me nominaalse kasuliku massiga üldse kokku hoidma, kuna me ei saa 7-tonnise OMS-i kütusevaru taastamiseks ühtegi neist kompenseerida - võiksime küll, kuid see hõlmaks ka sanitaartehnilisi muudatusi mahuti massina kasuliku koormuse lahes. Kasuliku koormuse täielik kõrvaldamine ei viiks kogumassi nominaalseks ja seega peame igal juhul reservi kasutama.

Kandevõime on seega 14 tonni. Esimese ET-põhise ISS-sõlme jaoks peaks kogu koormus koosnema algsetest varustuse massidest, mis võiksid sisaldada ühte moodulit, mis peaks olema kinnitatud paagi külge, et pakkuda tulevaseks missiooniks struktuurne ankur ja dokkimisport. On märgitud, et ET on "kohev" ja madala ballistilise koefitsiendiga objekt, selle orbiit laguneb kiiremini kui tihedam objekt, nagu näiteks Skylab. Kuid ma usun, et ka ISS, mis on täielikult kokku pandud, on samamoodi lohisev, nii et see pole hullem. Siiski on esmatähtis võimaldada tankil orbiidil püsida ja see vajab ka orientatsiooni juhtimist. Usun, et esimene moodul oleks seega tõukejõu mooduli ja juurdepääsudoki kombinatsioon ning suur osa selle massist oleks orbiidi säilitamiseks propellent.

Vaadates ISSi tegelikku ajaloolist ajaskaala, oli algus Zarya, moodul 19 ja kolmas tonn, millele Endeavour kinnitas peaaegu 12-tonnise Unity mooduli. Kui tanki käivitamine on ISS-i alternatiivse kokkupaneku teine ​​etapp, võiks Endeavour kõigepealt laiendatud Unity mooduli (ütleme Zarya jaoks täiendava propellendi kandmise) dokkida Venemaa algusesse ja seejärel Unocki dokitud ja oma Canadarmi abil paigutada paak spetsialiseerunud sadam ühtsuse Zarya lõpu vastas. Osa kaubamassist oleks pühendatud sellistele konstruktsioonidele nagu äärikud, mis on spetsiaalselt paaki sisse ehitatud, nii et võib-olla ei saa me siiski Zarya jaoks sellel missioonil lisakütust vedada. Kui need on aga dokitud, võivad järgnevad süstiku missioonid viia kas moodulid dokkima Unity 4 radiaalsesse porti või ajutiselt kaubamoodulitena paaki laadimiseks. Orbiidil missioonil oleva tanki ja kosmoseaparaadi järgmise ISS-i külastuse vahel avaneksid vesinikupaagi ventilatsiooniavad, et vesiniku jäägid saaksid kosmosesse keeda, samal ajal kui LOX-i jääk aurustub, et täita hapnikupaak gaasina. Siis oleks võimalik, võib-olla kaugjuhtimise teel enne järgmist missiooni, vesiniku ventilatsiooniava sulgeda, avada spetsiaalne uus ventiil, mis on ehitatud paaki kahe paagi vahele, et täita vesinikupaak hapnikuga. Ainult 2 tonni järgmise süstiku missiooni nominaalsest 15-tonnisest kandevõimest (või võib-olla 2 teise 20-tonnise massi massist, mis on samaväärne Zaryaga, mis on samuti protoonil käivitatud), oleks ülejäänud õhk moodustav lämmastik. Pärast selle lõppu (koos väikese veemassiga ja lisades ka süsinikdioksiidi jälgi) muutuvad kaks paagisegmendi elamiskõlblikuks ja meeskond saab sinna kolida veel 12 või 18 tonni infrastruktuuri ja operatiivvarustusega.

Kõik see näitab, et Shuttle suudaks sellisena, nagu see oli, tõepoolest tarnida paake orbiidi sihtkohtadesse väga madalate kulutustega olemasolevatesse kütusevarudesse. Tankide kasutamise tõhusamad viisid ilmneksid, kui oleksime edasi arendanud "Shuttle-C", hulga süstikust tuletatud sõidukite ettepanekuid, millel oleks ühine Orbiteri lendude jaoks ettenähtud standardvarustuse kasutamine, sealhulgas paak, SRB-d ja uus moodul, mis on mõeldud SSME-de taastamiseks orbiidilt. Nüüd pole mul kunagi õnnestunud mootorimooduli olemuse kohta üksikasju saada, kuid oleksin üllatunud, kui 3-mootoriline moodul peaks koguni 60 tonni massima; tõenäolisemalt vahemikus 35-45 ma arvaksin. (Mul on tegelikult sellel real oma ideed järgmise põlvkonna kosmosetranspordisüsteemi kohta, mis arendaks iga mootori jaoks välja 15 tonni või vähem eraldi mooduleid, vähendaks mehitamata Orbiteri konstruktsioone, mis võimaldaks väga paindlikku riiklikku stardisüsteemi, kasutades erinevaid numbreid mootoreid ja erineva suurusega SRB-d. Kuid lihtsuse huvides olid Shuttle-C ettepanekud lisaks Orbiteri kasutamisele ainsa meeskonnaga sõidukina; Shuttle-C konstruktsioonid käivitati kõik mehitamata ja mõned neist soovitasid SSME-sid kasutada ühes arvatavasti vanad elu lõpupoole). Kuna mehitamata kanderakettide Shuttle-C konstruktsioonid oleksid pidanud olema vähemalt mõnevõrra odavamad kui Orbiter, ja isegi kui mootori taastemooduli mass oli tervelt 60 tonni, siis pool Orbiteri massist, on ülejäänud 60 tonni kolmekordne nominaalne 20 tonni Orbiteri kasulik koormus - 4 korda suurem ISS-i koormusest.

Kui selline süsteem on käes - ja ma arvan, et see võiks selgelt toimida juba enne 2000. aastat - üks Shuttle C missioon koos püsiva kaubamooduliga paagi külge kinnitatud ja koos OMS-mootoriga võiks orbiidile viia õhutäiteks eelnevalt paigaldatud paagi, 5 tonni ladustatud vedelat õhku (2 paagi täiteainet) ning veel 50 tonni muid tarvikuid ja seadmeid.

Ma arvan, et ühe STS OMS-mootori 9-sekundilisest põletamisest üks kord kuus piisab orbiidi lagunemise kontrollimiseks, eeldades, et olemasoleva ISS-i jõududega sarnased jõud. See kulutaks iga kord alla 80 kg raketikütust, alla tonni aastas. Selgelt ei pea raketikütuse varu olema tohutu!

Tegelike arvude otsimine tarbib ISS praegu 7,5 tonni aastas; Sellegipoolest on esialgse stardiga hõlmatud 10-tonnine reserv vaid 20 protsenti mitmesugusest saadaval olevast tonnaažist. Kui sellest kaugemale jääb 40 tonni, oleks see üks veeskamine samaväärne nii Zarya kui ka Unityga, kui järele on jäänud veel 10 tonni (teine ​​Unity, peaaegu). Kuna Zarya on olemasoleva jaama jõuseadme moodul, võiksime ilmselgelt saada rohkem kasulikku kui need kaks veeskamist, mis on ette nähtud ainult paagi enda kasutamiseks.

Orbiter, kes saabus pärast Shuttle C stardipauku või oli enne seda sihtpunkti paigutatud, kooskõlastatult Sojuz stardiga, võiks pakkuda kümnest meeskonnast koosnevale rahvusvahelisele tööjõule modifitseeritud Zarya esmase dokkimise, mis on keskendunud energia pakkumisele ilma energia tõukejõud Shuttle C kaubamoodulile, mis minu arvates oleks ehitatud Unity stiilis mitmesse dokimissadamasse, üks adapteriga (jaama kasvades liigutatav) Sojuzile. See, kas see meeskond suudab paagid õhuga täis puhuda, sõltub sellest, kui kiiresti vesinik paagist vaakumisse lastakse. Ma arvan, et nad võiksid selle varustada nii kaugele, et see oleks järgmistele meeskondadele kohe elamiskõlblik. 120 tonniga oleks see peaaegu 30 protsenti praeguse jaama massist. Veel 3 Shuttle-C kaatrit, mis toimetavad veel 3 paaki, koos 3 täiendava Orbiteri visiidiga, millest igaüks toob 15 tonni kaupa, ületaks praeguse koostu 15 tonni võrra. Meeskonna maht oleks muidugi hiiglaslik, sedavõrd, et me tõenäoliselt ei tahaks rohkem tankide kättetoimetamismissioone teha, kuid sellegipoolest ümardaks 6 Orbiteri visiiti sama massini kui meie praegune jaam, arvatavasti segu lasti siseruumides paigaldamiseks ja uued moodulid, sõrestikud ja päikesepaneelide komplektid jne.

See on siis praktiline ettepanek; Shuttle C-ga oleks see väga kiirelt õnnestunud, kuna seda oleks vähe. See, kas me sooviksime välja arendada pakutud kümnepaakulise ketramise elupaiga (kaheksanurkne 8 paagist otsast otsani ristlõikega piki telge, otsast lõpuni), on rahastamise, mitte veeskamise võime. Selline alternatiiv eeldaks muidugi, et tasub suurusjärgus rohkem kosmoses viibivaid inimesi ja kui pakutav tundub mulle puudulik - ma ei näe, kuidas süstikud või mõni muu käsitöölaev selle külge saaks dokkida, üks või mõlemad teljepaagid peaksid kinnituma võimsust ja tõenäoliselt reaktsioonimassi nõudva eraldusmooduli külge, mis on kinnitatud mikrogravitatsioonijaama külge, kuhu laevad saaksid dokkida, mis oleks ka koht päikesepaneelide ja radiaatorite paigutamiseks. Kahtlustaksin, et selline jaam vajaks veeskamiskulude vähendamist suurusjärgu võrra, et see oleks kaugrahastatav, pidades silmas vajadust igal aastal sadu meeskondi üles pöörata ja koos nendega olulisi varusid. Ma arvan, et Shuttle-C väljatöötamine näitaks teed kilogrammi suurte kulude vähendamise suunas, võib-olla 5-kordse, kuid mitte kümne võrra.



See küsimus ja vastus tõlgiti automaatselt inglise keelest.Algne sisu on saadaval stackexchange-is, mida täname cc by-sa 3.0-litsentsi eest, mille all seda levitatakse.
Loading...