Vraag:
Wat zouden de Δv-kosten zijn om de externe tank van de spaceshuttle in een baan om de aarde te brengen?
AlanSE
2013-07-17 19:42:21 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Er was een onafhankelijk voorstel dat de externe tank van de spaceshuttle helemaal naar een baan om de aarde had kunnen worden gehesen en vervolgens als constructiemateriaal in ruimtestations had kunnen worden gebruikt.

In qua drijfgasbudget, hoeveel zou het gekost hebben om dit te doen? Vermoedelijk zou je meer Δv aan de externe tank geven, waardoor de lading die je in een baan om de aarde kunt brengen zou zijn verminderd. Hoe dicht was de externe tank bij de orbitale snelheid, hoeveel extra drijfgas zou het nodig hebben gehad om de rest van de weg te krijgen, en zou dit mechanisch mogelijk zijn geweest met het ontwerp van de spaceshuttle?

Relevante scriptie: [ANALYSIS OF PARKING ORBITS FOR A STSEXTERNAL TANK IN LOW EARTH ORBIT] (http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a230530.pdf), JE Cross, 1990 (PDF) en nog een 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 het National Institute of Standards and Technology, 2006 (pdf)
Ik heb eens gehoord dat de shuttle een extra manoeuvre uitvoerde om ervoor te zorgen dat de externe tank langs een gekozen pad naar beneden zou komen, en in een baan om de aarde zou eigenlijk * minder * brandstof hebben verbruikt dan bij een normale lancering. Ik kan niet instaan ​​voor de juistheid van deze vaag herinnerde verklaring.
Vijf antwoorden:
#1
+16
Adam Wuerl
2013-07-18 09:37:13 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Antwoord shuttle

Update: ik corrigeerde een (grote) fout die het voertuig ten onrechte bestraft voor het heffen van de nominale lading naar MECO-1, toen de vraag werd gesteld over het elimineren een nominale payload ten gunste van het opvoeren van de lege ET naar een stabiele baan.


Met ruwe getallen zou het alles kosten / niet werken. Door de ET in een baan om de aarde te brengen, zou de shuttle geen andere lading kunnen vervoeren, en een ET die tijdens de lancering wordt gebruikt, zou een aanzienlijke aanpassing nodig hebben om voor iets anders bruikbaar te zijn.

Eerst de wiskunde, dan een paar andere redenen waarom dit een slecht idee lijkt.

Wiskunde

Veronderstellingen

Berekeningen

Voor een nominaal klimtraject kan 140.000 kg in de MECO-1-baan worden gebracht, die is verdeeld over de ET, Orbiter en Payload.

Nominaal wordt de ET dan geënsceneerd, waardoor de massa voorafgaand aan de OMS-circulaire verbranding tot 105.000 kg is teruggebracht. Met behulp van de raketvergelijking kunnen we het OMS-drijfgas berekenen dat nodig is voor die verbranding.

$ 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 $

Als we in plaats daarvan de baan van de hele MECO-1-massa willen verhogen, krijgen we een hoger drijfgasgewicht.

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

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

Om de ET te versterken, is dus 1.514 kg OMS-drijfgas nodig. Dit is minder dan de toewijzing van een nuttige lading van 22.700 kg, dus het lijkt mogelijk (hoewel de shuttle achteraf zou moeten worden ingebouwd om extra OMS-drijfgas in de laadruimte te houden en aan de OMS-motoren te leveren - zeker mogelijk, maar niet triviaal).

Opmerking: een voor de hand liggende optie voor het verbeteren van de prestaties is het gebruik van SSME's met hogere specifieke impulsen in plaats van de OMS-engines voor de circulaire verbranding. Dit zou ofwel een traject van directe opstijging vereisen (mogelijk, maar waarschijnlijk alleen voor banen op lage hoogte), of de mogelijkheid om de SSME's (of ten minste één ervan) opnieuw op te starten. Wederom mogelijk maar niet triviaal.

Uitdagingen

Maar ondanks de technische haalbaarheid van de eerste orde, zouden er aanzienlijke uitdagingen aan deze benadering verbonden zijn.

Het belangrijkste probleem is dat de tank bij het bereiken van een baan om de aarde aanzienlijk moet worden aangepast om bruikbaar te zijn. Onthoud dat het niet ontworpen was om een ​​habitat te zijn, het was ontworpen om brandstof en oxidatiemiddel vast te houden voor de shuttle tijdens het opstijgen. Elke aanpassing om een ​​tweeledig doel te dienen, zou een kosten- of gewichtsafname hebben. Wat nog belangrijker is, eventuele wijzigingen in de baan zouden aanvullende missies zijn - waarschijnlijk EVA's door astronauten op vervolgmissies.

Eenmaal leeg is de tank ook een (relatief) lichtgewicht object voor zijn grootte (d.w.z. het heeft een lage ballistische coëfficiënt). Dit zou ervoor zorgen dat het sneller opnieuw binnenkomt dan typische payloads, die misschien 2/3 van de massa maar (misschien) 1/10 van de doorsnede zijn. Dit zou vereisen dat de ET in een hogere dan normale baan wordt gebracht (waardoor de beschikbare massa voor andere nuttige lading wordt verminderd) of aan een klok moet worden gewerkt om aanvullende station-behoudende voortstuwing toe te voegen aan de ET-schil (voordat de baan wordt afgebroken).

Dus ik zal mijn oorspronkelijke reactie temperen en zeggen dat deze benadering technisch gezien waarschijnlijk haalbaar was, maar waarschijnlijk duur zal zijn en een niet-triviale evolutie vertegenwoordigt voor een programma dat in het verleden moeite had om een ​​hoge vluchtsnelheid te behouden, een goed veiligheidsrecord aan te tonen of te werken betaalbaar.

Elke baan die de shuttle bereikt, heeft een deorbit-tijd van jaren. Ik geloof dat Hubble, dat verder is dan het ISS, rond 2024 opnieuw zal binnenkomen. De laagste banen hebben een herintredingstijd van slechts een paar dagen.
Ik hoop terug te komen en de door u voorgestelde berekening uit te voeren. Voorlopig wil ik echter opmerken dat ik niet begrijp hoe het toevoegen van 150 m / s aan een tank van 35 ton een lading van 20 ton (en meer!) Vervangt die wordt opgetild tot een snelheid van 7.900 m / s. Daar lijkt iets duidelijk mis mee. Het is duidelijk niet alleen (massa) x (deltaV). Ik bespreek de details zorgvuldig in de hoop het probleem op te lossen.
@AlanSE Het leek uit, want het was helemaal verkeerd. Bedankt voor de reactie. Er waren een aantal fouten. Een daarvan was het dubbel boeken van de massa van het laadvermogen in de burn-out in de berekening die ik had gedaan maar niet had getoond.
+1. Goed antwoord. Nog een probleem: waar plaatst u het extra OMS-drijfgas? Ook lijkt 1.514 kg laag, aangezien de hele OMS-pod bijna 9.000 kg draagt ​​- en dat is nodig voor een nominale missie, en je voegt ongeveer 50% meer massa toe. Ik denk dat ik de rekenmachine eruit moet halen ...
Ik probeerde daarboven op te zinspelen. Je zou waarschijnlijk tanks in het laadruim van de Orbiter moeten plaatsen en het voortstuwingssysteem moeten aanpassen om ze in te loodsen, wat een enorme pijn zou zijn. Er zouden allerlei kleine details zijn, van CONOPS voor het laden van drijfgas tot thermische problemen, tot het aanpassen van de avionica om extra kleppen te besturen en extra telemetrie te verzamelen.
Ah, sorry - ik begrijp waar u de behoefte aan meer tankinhoud noemde.
@AdamWuerl Het verwijderen van payload en het vervangen door drijfgas is een goede zaak als academisch argument. Zoals je hier ziet, is het probleem teruggebracht tot een enkele (juiste) vergelijking. Voor een concreet voorstel lijkt het echter oneindig veel aannemelijker om de massa van de lading verder te verminderen en de totale massa van het drijfgas identiek te houden aan de ontworpen lading van de spaceshuttle. Uw opties zijn het vervangen van 1,5 ton laadvermogen door drijfgas, of het volledig verwijderen van 5 ton laadvermogen. Uit de vergelijkingen zijn dit geldige opties, maar ik denk niet dat iemand deze nieuwe drijfgasstroompaden serieus neemt.
@AlanSE Helemaal mee eens dat een meer haalbare optie zou zijn om simpelweg de massa van de lading volledig te verwijderen en het voordeel te krijgen dat ze niet alles in een baan om de aarde hoeven te tillen. Een reden waarom ik de berekening niet op die manier heb gedaan, is dat ik veel meer gegevens nodig zou hebben om de berekening uit te voeren, en het lost ook niet het probleem op dat een tank niet zo nuttig is.
Waarom standaardgewicht? Dit zou het nuttigst zijn geweest in het ISS-tijdperk, toen ze de Al-Li-tanks met 26,5 ton vlogen.
Dit houdt geen rekening met het gebruik van de efficiëntere SSME's en overgebleven drijfgas in de ET om het inbrengen en circuleren van de baan te voltooien. Ik kan me voorstellen om zelfs nog meer lading in een baan om de aarde te krijgen door me vast te houden aan de ET.
@PearsonArtPhoto: "Het worstcasescenario is dat Hubble in 2028 terug naar de aarde crasht, en de meeste modellen suggereren dat een ongecontroleerde re-entry pas halverwege de jaren dertig zou plaatsvinden" - https://www.space.com/29206-how -will-hubble-space-telescope-die.html
@AlanSE: Als ik een tank aanpas om bruikbaar te zijn in een baan om de aarde, dan pas ik hem ook graag aan zodat hij 1,5 ton meer kan bevatten.
#2
+6
gunsandrockets
2014-01-05 03:58:17 UTC
view on stackexchange narkive permalink

AlenSE, Erik heeft de kern van het antwoord.

Simpel gezegd, op het moment van de scheiding van de externe tank van de shuttle heeft de ET samen met de rest van de shuttle de volledige orbitale snelheid. Maar omdat de ET geen deel uitmaakt van de shuttle wanneer de shuttle zijn baan ronddraait met een OMS-verbranding, snijdt de baan van de ET het oppervlak van de aarde op het punt van de Indische Oceaan.

Als een De volledig beladen Shuttle probeerde zijn baan rond te draaien met de ET er nog aan vast, de OMS zou ongeveer 35% meer drijfgas nodig hebben voor de verbranding dan normaal. Van de hand weet ik niet of de OMS dat soort overcapaciteit heeft, hoewel ik denk van wel. Maar in het ergste geval verwacht ik dat als de lading in de shuttle-baai in een baan wordt geworpen na de circulaire brand, de OMS de totale benodigde capaciteit zou hebben.

Dus het korte antwoord is, ik geloof een volledig geladen Shuttle had de ET naar LEO kunnen brengen, op voorwaarde dat de missie van de lading vereiste dat deze in een baan om de aarde werd achtergelaten.

Het ET-inslagpunt zou alleen in de Indische Oceaan zijn voor een standaardinvoermissie (voor het laatst gevlogen op STS-38 in november 1990); een directe inbrengmissie (voor het eerst gevlogen op STS-41C in april 1984, en daarna gebruikt voor de meeste missies, en alle missies vanaf STS-35, aangezien het een zwaardere lading en / of een hogere baan mogelijk maakte) -duur SSME-verbranding, waardoor de snelheid van het voertuig bij MECO (en dus de snelheid bij ET-scheiding) wordt verhoogd en het ET-inslagpunt in de centraal-oostelijke Stille Oceaan wordt geduwd.
#3
+5
AlanSE
2013-07-18 20:01:23 UTC
view on stackexchange narkive permalink

We hebben de raketvergelijking over twee segmenten.

  • v_e = 4.440 m / s
  • v2 = 150 m / s
  • v1 = 7.900 m / s - 150 m / s = 7.750 m / s
  • Massa van de baan zelf = m_o = 68.585 kg
  • Laadvermogen (binnenbaan) = m_p = 24.400 kg
  • externe tank = m_t = 35.000 kg

Ik zal verwijzen naar 4 verschillende massawaarden.

  • mL - de massa bij de lancering
  • m2 - de massa vlak voor MECO
  • m2 '- de massa direct na MECO (als er een scheiding is)
  • m3 - de massa die het in een baan maakt

De essentie van het probleem is dat we een referentiegeval hebben waarbij de massa daalt met de massa van de externe tank bij scheiding, en dan willen we weten hoeveel we hebben om het laadvermogen te verminderen gewicht om alsnog in een baan met de externe tank te komen, wat betekent dat m2 = m2 '. Maar eerst moeten we alle waarden voor het referentiegeval invullen.

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

De massa na scheiding is te vinden in de raketvergelijking. Voeg de externe tankmassa toe om de massa te vinden vlak voor scheiding.

  • 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

Pas de raketvergelijking nogmaals toe om de massa bij het opstijgen te vinden.

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

Het werkelijke gewicht op het lanceerplatform is 2 miljoen kg. Ik heb echter gewoon iets nodig dat nu consequent tussen de twee gevallen kan worden toegepast. Deze mate van fouten was eigenlijk vrij voorspelbaar, aangezien ik een brandstofsnelheid gebruikte die te hoog was en geen rekening hield met andere structurele materialen.

-------- einde referentiegeval ---- -----

Terugkerend naar het uitgangspunt, brengen we de ET in een baan om de aarde door het gewicht van de lading op te offeren. Dat zal het gewicht van de spaceshuttle op het lanceerplatform veranderen, en daarin schuilt de moeilijkheid. Voor dit probleem kunnen we echter in feite een enkeltraps raketvergelijking toepassen op de volledige orbitale snelheid, omdat er in ons valse model helemaal geen scheidingen zijn.

Ik zal nieuwe geprimede variabelen introduceren. Beschouw ze als gedefinieerd door de volgende vergelijkingen.

  • mL = mL '+ m_p = 727096.026 kg + m_p
  • m3 = m3' + m_t + m_p = 68585 kg + m_t + m_p

equation

  • m_p = (727,096,026 - (68585 + 35000) * exp (7900/4440)) / exp ( 7900/4440) = 19.120 kg

Het laadvermogen is volgens mijn berekening met 5280,5 kg verlaagd. Dat klinkt redelijk - dat we 5 ton laadvermogen verliezen om 35 ton tankmateriaal het laatste stukje van het pad naar een baan om de aarde te duwen.

Nu, wat betreft het andere antwoord :

Om iets preciezer te zijn, de som van de orbiter-burnout-massa en de ET, de OMS-specifieke impuls en de vereiste AV kunnen in de raketvergelijking worden gestopt om op te lossen voor hoeveel overschot laadvermogen is beschikbaar. Het antwoord is een negatief getal.

Ik denk dat ik weet wat hier is gebeurd. Ik denk dat het dit is:

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 kilogram

Deze berekening en dit aantal komt van het toepassen van de raketvergelijking op de laatste fase, na de MECO. Het probleem met die berekening is dat u het laadvermogen verlaagt, maar houdt geen rekening met het feit dat u meer brandstof zult hebben bij (wat voorheen was) MECO omdat u het laadvermogen verminderde. Dus eigenlijk is dit een toepassing in één segment van de raketvergelijking en het geeft niet het juiste antwoord. Vanwege de aard van het beest, moet u rekening houden met twee toepassingsgebieden.

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

Ik weet niet zeker of ik je een bepaalde hoeveelheid steun kan geven, maar ik kan je een antwoord achter de envelop geven. Misschien kan iemand details uit Shuttle Program-documenten toevoegen.

De External Tank (ET) kwam kort na Main Engine Cutoff (MECO) los. Daarna maakte de shuttle een of meer OMS-brandwonden, afhankelijk van wanneer de lancering plaatsvond in de geschiedenis van het programma. Deze brandwonden verhoogden het perigeum van de baan en maakten de baan rond. De OMS-pods hadden alleen al voor de Orbiter ongeveer 300 m / s delta-V beschikbaar. Om een ​​ruwe schatting te maken dat de helft (?) Hiervan (150 m / s) werd gebruikt voor orbitale insertie en de helft werd gebruikt voor de deorbit-verbranding, zou u 150 m / s delta-V extra aan de ET moeten verstrekken om breng hem in de lage baan van de shuttle.

Houd er rekening mee dat een ET op deze hoogte snel weer binnenkomt vanwege de kleine maar aanzienlijke atmosferische weerstand. Je zou daarom ofwel extra delta-V moeten toevoegen om de baan verder te verhogen, of van plan zijn om de tank elke 90-180 dagen opnieuw op te voeren, zoals het ISS doet.

Vergeet ook de raketvergelijking niet. Naast het leveren van de extra delta-V aan de ET, moet u ook de aanvullende delta-V leveren voor de brandstof die u gebruikt om deze extra delta-V te leveren, enzovoort, enzovoort, en ...

Ik neem aan dat dit MECO-punt is waar de tank normaal gesproken wordt gescheiden en mag vallen? Bedoel je dat het punt nog 300 + 150 m / s te gaan had voordat het een baan om de aarde bereikte?
Bij MECO was het hoogtepunt van de baan correct en reed de Orbiter er bergop op af. Het perigeum was echter nog te laag en moest omhoog. Dit hebben de OMS-brandwonden gedaan. Het aantal en type OMS-brandwonden is tijdens het programma gewijzigd, dus sommige missies hebben een OMS-1-brandwond en andere zullen een OMS-1 en OMS-2-brandwond enz. Hebben. Dit werden directe en standaardinvoegingen genoemd. Ik ben er vrij zeker van dat de enkele verbranding direct werd genoemd.
#5
+2
Shevek23
2017-04-23 08:00:19 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Veel van de cijfers die hier worden aangeboden voor massa's van verschillende componenten lijken niet te kloppen, en er is zeker een typfout in de Isp voor de Orbiter OMS-motoren - het is echt 316 sec, niet 361.

Ik geloof dat de Orbiter eigenlijk meer massa heeft dan de hier gegeven cijfers, en de ET over het algemeen een stuk minder - 116-120 ton voor Orbiter allemaal op het pad, 30 tot 26 ton voor een droge tank, die 725 ton zuurstof bevat en waterstof bij de lancering, vastgemaakt aan twee SRB's van elk 88 ton leeg met 500 ton drijfgas elk opgeteld tot 2050 op het volledige pad.

Hier is een link naar de site van Norbert Brügge:

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

Het geeft een consistente OMS-belasting van maximaal 21,65 ton, wat impliceert dat de belasting zou variëren van missie tot missie. De lanceringsgewichten exclusief payloads variëren voor verschillende generatie Orbiter en vluchten, maar zijn bijna 100 ton, tussen 94,4 en 105,5. Ik geloof dat de massa het OMS-drijfgas omvat en daarom grotendeels varieert. De gegeven ladingen werpen in sommige gevallen enkele serieuze vraagtekens op, maar merk op hoe het laatste decennium van het gebruik van de shuttle de ladingen onder de 15 ton heeft gebracht, omdat het vermoedelijk voornamelijk missies waren naar het ISS, dat aanzienlijk hoger in de baan is dan de lagere maximaal laadvermogen - ook ISS heeft een helling van 51,64 graden, waardoor het moeilijker wordt om het vanuit Canaveral te bereiken. Hoe nieuwer het Orbiter-model, hoe lichter het was, en dus konden alleen Endeavour, Atlantis en misschien Discovery nuttig worden gebruikt voor ISS-missies - Columbia moest worden gebruikt voor alternatieve missies op lagere hoogte totdat het verloren ging.

Aangezien de discussie hier een ET in een baan om de aarde brengt, denk ik dat we moeten kijken naar de normen voor late missies naar ISS. Als alternatief voor het gebruik van een ET als een structureel element van een ruimtestation, willen we er misschien een in een baan omheen draaien om geleidelijk bij te tanken voor een zware deep space-missie, maar met niets beters dan een shuttle of misschien een zware Titan V-lanceerinrichting die misschien 30 ton naar LEO kan brengen, we zouden zo'n tank niet snel bijvullen! Ook de drijfgassen zouden de neiging hebben om weg te koken, vooral waterstof, dus we zouden wat extra tonnage nodig hebben om de waterstof opnieuw vloeibaar te maken (koude waterstof gebruiken, opnieuw condenseren van zuurstof is een fluitje van een cent) - het wijst allemaal op operaties op de hoogte van het ruimtestation.

Kijkend naar de laatste paar kolommen van Brügge's tweede set van "design" -tafels, hebben we laadvermogens van iets minder dan 15 ton, alle lanceermassa's bijna precies 2050 ton (die zijn zeer consistent over het hele bereik van alle STS-lanceringen van 1981 tot 2011), Endeavour met een massa van 101,5 minus laadvermogen (dus 116,5 allemaal omhoog), droge ET 27 ton, 726 ton brandstof erin, en de SRB's in totaal 1178,2 ton. Ik denk dat we een verschil van 3,3 ton kunnen toeschrijven aan extra brandstof in de OMS-levering van Endeavour, waardoor het feitelijk bijna 120 ton op de stapel massa.

Als, per door anderen hierboven gedaan werk, een standaard MECO-baan 150 m / sec achterblijft bij een cirkelvormige doelbaan, en in dit geval is de doelbaan ISS, op 405 km hoogte, dan is de cirkelvormige omloopsnelheid 7670 m / sec. Door 150 m / sec af te trekken, zou de hoofdas afnemen van 13566 km naar 13060 of 506 km - wat betekent dat het perigeum ongeveer 99 km onder zeeniveau zou zijn! Ik weet niet of Endeavour ooit rechtstreeks in een elliptische MECO-baan van deze soort is gelanceerd en een enkele OMS-verbranding heeft uitgevoerd om een ​​delta V van 150 m / sec te bereiken, waarvoor ongeveer 4,7 procent van de massa aan boord nodig is, of 5,67 ton. Als alternatief kan het natuurlijk in eerste instantie in een veel lagere baan worden gebracht, door middel van een MECO-baan die niet voldoet aan, zeg maar een nominale 200 km hoogte parkeerbaan, en dan eerst daar ronddraaien met een verbranding van 150 m / sec van deze zelfde soort, wacht op de fasering van zijn lagere snellere baan om uit te lijnen met de halve periode van een transferbaan tot 405, zodat hij in de buurt van ISS arriveert voordat hij een tweede verbranding uitvoert om hem bijna synchroon te brengen, natuurlijk gevolgd door moeilijke en langzame, voorzichtige naderingsmanoeuvres. Ik vermoed dat het laatste is gebeurd, en het is ook een conservatieve aanname dat dit is gebeurd. Maar het energieverschil tussen een baan met -100 km perigeum en 200 km apogeum, en een met een 405 km apogeum in plaats daarvan, is niet enorm - iets minder dan 975 KJ / kg, wat op het aardoppervlak het potentiële verschil zou zijn voor slechts onder 100 km hoogte. Tegenover de snelheid van de lagere MECO-baan op het hoogste punt, zou het slechts 13 m / sec kosten om de benodigde energie voor het hogere apogeum te overschrijden! (Dat is natuurlijk niet de manier om het te doen).

De conservatieve veronderstelling is echter dat de Endeavour eerst klimt naar een parkeerbaan van 200 km, daar rondcirkelt en vervolgens op een berekend moment klimt naar de baanhoogte van 405 km en daar circuleert. Dit zorgt voor flexibele lanceringstijden, en om later geleidelijk naar de daadwerkelijke locatie van het ruimtestation te gaan.

Gooi nog een ton drijfgas in om rond te spartelen voor een veilig dok op het gevestigde station - maar let op dat dit bij de eerste missie niet nodig is, want waar het schip stopt, is de ISS-locatie! Uitgaande van 150 m / sec zoals gegeven voor de eerste circulatie, waarvoor 5 2/3 ton propeller nodig is, om in een baan van 200-405 km te gaan, is een delta-V van 59,525 m / sec vereist, en om vervolgens te circuleren bij 405 is een andere vereist 5907, of 118.595 in totaal. Meer dan drie brandwonden zijn dan iets minder dan 270 m / sec vereist, en deze drie zijn allemaal van toepassing op dezelfde aanvankelijke massa, hier blijkbaar 120 ton, voor een totale stuwstofverbranding van 10 ton. Merk op dat dit bijna de helft is van de maximaal toegestane tankinhoud. Om van daaruit naar de aarde terug te keren, schat ik dat remmen met 120 m / sec voldoende is. Merk ook op dat dit altijd moet worden toegepast op een neerwaartse massa (oftewel de verbranding) van minder dan IIRC 105 ton, aangezien dit wordt beperkt door het liftoppervlak en de maximumtemperaturen van TPS, en de bovengrens voor retourzending geldt echter voor alle modellen van de Orbiter. de lichtere latere kunnen meer van dat neerwaartse laadvermogen maken. Er is dus slechts iets meer dan 4 ton nodig, en 5 zorgt voor een royale veiligheidsfactor voor die verbranding. Ik vermoed dat missies naar het ISS een maximale OMS-stuwkracht met zich meebrachten, 21 2/3 ton, terwijl we zien dat 15 alles is wat nodig is voor de nominale missie - wat impliceert dat 7 ton een veiligheidsfactor is, in dit geval bijna meer dan 44 procent. Dit geeft de massa van Endeavour, zonder laadvermogen en zonder OMS-brandstof maar anders geladen met voorraden voor een nominale missie, namelijk 83,35 ton, en een theoretische totale delta V van 1130 m / sec, of 880 zonder de 7 ton OMS-reserve te raken, de reserve waardoor de totale delta V met 28,4 procent toenam.

Welnu, wat zijn de kosten van een poging om de tank in de baan van het ISS te brengen door middel van deze drietrapsreeks van brandwonden bij opstijging, waarbij 12 ton reserve wordt gehouden voor een nominale daling plus 7 ton voor noodgevallen? Dat kunnen we niet, als we weigeren een van die 7 ton aan te raken, want ik heb de reserve natuurlijk berekend op basis van de nominale missie. We gebruiken er echter minder dan 10 voor de opstijgfase, en een droge geavanceerde tank van 26 ton verhoogt de nominale massa van de Orbiter voorverbranding van 120 ton, vóór alle drie de opstijgfasen, met 21,7 procent. Daarom kunnen we minder dan 2,2 ton OMS-prop uit de reserve stelen, minder dan 30 procent ervan, en de tank in een baan om de aarde brengen! Toekomstige missies die ook een andere tank meebrengen, zullen meer kosten, omdat het nodig zal zijn om wat meer manoeuvreren toe te voegen om bij een rustig dok te komen.

Ook gezien een nominale brandstoflading van 725 ton in de tank bij de lancering, als we wat massa van de SSME-brandbelasting afschaven, kunnen we wat onverbrande brandstofmassa besparen. We willen de twee delen van de tank later met lucht vullen, en 80 procent daarvan is stikstof. Het volume van de tank (zonder rekening te houden met de tussenbak die de LOX van de LH scheidt) bevat die 725 ton, en met iets meer dan 36 procent de gemiddelde dichtheid van water, wanneer lucht 1/800 is van de dichtheid van water, een lading van lucht bij 1 atmosfeer nominaal zou ongeveer 2,5 ton massa zijn, dus 500 kilogram daarvan is zuurstof. Als we een halve ton zuurstof of 1/1243 van de totale zuurstofbelasting in de tank willen besparen, zouden we dat aandeel van de totale massa tot OMS-verbranding, oftewel 118 kg, van de nuttige lading aftrekken en de halve ton daarvan aftrekken als goed. Bij volledige verdamping zou de halve ton zuurstof uitzetten, maar ik denk dat de druk ervan ver onder een volle atmosfeer in de zuurstoftank zou zijn.

Anders hoeven we helemaal niet te bezuinigen op de nominale massa van het laadvermogen, aangezien we er niets van kunnen inruilen om de 7 ton OMS-brandstofreserve te herstellen - dat zou kunnen, maar het zou ook loodgieterswerkwijzigingen met zich meebrengen als tankmassa in de laadruimte. Het volledig elimineren van het laadvermogen zou de totale massa niet terugbrengen tot nominaal en dus zouden we in elk geval de reserve moeten aanboren.

Het laadvermogen is dus beperkt tot 14 ton. Voor de eerste ET-gebaseerde ISS-assemblage veronderstel ik dat de volledige lading zou moeten bestaan ​​uit initiële afbouwmassa's, die een enkele module kunnen omvatten die bedoeld is om aan de tank te worden bevestigd om een ​​structureel anker en een dokpoort te bieden voor een toekomstige missie. Er is op gewezen dat de ET een "pluizig" object is met een lage ballistische coëfficiënt, zijn baan zal sneller vervallen dan een dichter object zoals bijvoorbeeld Skylab. Maar ik geloof dat ISS volledig gemonteerd ook op dezelfde manier draggy is, dus het zal niet erger zijn. Toch is het een topprioriteit om de tank in een baan om de aarde te laten blijven, en hij heeft ook oriëntatiecontrole nodig. Ik geloof dat de eerste module daarom een ​​combinatie zou zijn van een voortstuwingsmodule en een toegangsdok, en een groot deel van zijn massa zou voortstuwend zijn om de baan te behouden.

Kijkend naar de werkelijke historische tijdlijn van het ISS, was het begin Zarya, een module van 19 en een derde ton waaraan Endeavour de bijna 12 ton zware Unity-module bevestigde. Als de tanklancering de tweede fase is van alternatieve ISS-assemblage, zou Endeavour eerst een uitgebreide Unity-module (zeg maar met aanvullend drijfgas voor Zarya) aan het Russische begin kunnen koppelen en vervolgens, aan Unity gekoppeld en met behulp van zijn Canadarm, de tank op een gespecialiseerde haven tegenover het Zarya-einde van Unity. Een deel van de vrachtmassa zou worden besteed aan constructies zoals flenzen die speciaal in de tank zelf zijn ingebouwd, dus misschien kunnen we toch geen extra brandstof voor Zarya meenemen op deze missie. Eenmaal aangemeerd, kunnen volgende shuttle-missies ofwel modules naar de 4 radiale poorten van Unity brengen, of tijdelijk als vrachtmodules die in de tank worden gelost. Tussen de missie in een baan om de tank en het volgende bezoek van een ruimtevaartuig aan ISS, zouden de ventilatieopeningen van de waterstoftank worden geopend om de resterende waterstof in de ruimte te laten koken, terwijl het LOX-residu verdampt om de zuurstoftank als gas te vullen. Het zou dan mogelijk zijn, misschien met een afstandsbediening voor de volgende missie, om de waterstofopening te sluiten, een speciale nieuwe klep te openen die in de tank tussen de twee tanks is ingebouwd om de waterstoftank met zuurstof te vullen. Slechts 2 ton van een nominaal laadvermogen van 15 ton van de volgende shuttle-missie (of misschien 2 van de 20 ton massa van een andere module gelijk aan Zarya die ook op een Proton wordt gelanceerd) zou stikstof zijn om de rest van de lucht aan te vullen. Na voltooiing daarvan (met een kleine massa water en ook sporen van CO2 toegevoegd) worden de twee tanksegmenten bewoonbaar en kan de bemanning erin gaan met 12 of 18 extra ton infrastructuur en operationele uitrusting om het uit te rusten.

Dit alles toont aan dat de shuttle, zoals hij was, inderdaad tanks kon leveren aan orbitale bestemmingen tegen zeer lage kosten van onderdompeling in bestaande brandstofreserves. Er zouden efficiëntere manieren ontstaan ​​om de tanks te gebruiken als we door waren gegaan en 'Shuttle-C' hadden ontwikkeld, een aantal van Shuttle-afgeleide voertuigvoorstellen die gemeen hadden met het gebruik van de standaarduitrusting die werd geleverd voor Orbiter-lanceringen, waaronder de tank, SRB's en een nieuwe module bedoeld om de SSME's uit de ruimte te halen. Nu heb ik nooit details kunnen krijgen over de aard van de motormodule, maar het zou me verbazen als een 3-motormodule maar liefst 60 ton zou moeten wegen; waarschijnlijker in het bereik van 35-45 zou ik denken. (Ik heb eigenlijk mijn eigen ideeën op deze lijn voor een ruimtevaartsysteem van de volgende generatie dat 15 ton of minder afzonderlijke modules voor elke motor zou ontwikkelen, kleinere Orbiter-ontwerpen, onbemand, die een zeer flexibel nationaal lanceersysteem mogelijk zouden maken met verschillende nummers van motoren en verschillende maten SRB. Maar om het simpel te houden, waren de Shuttle-C-voorstellen allemaal naast het gebruik van Orbiter als het enige bemande voertuig; Shuttle-C-ontwerpen zouden allemaal onbemand lanceren, en sommige stelden voor om SSME's op één lancering, vermoedelijk oude aan het einde van hun levensduur). Als onbemande lanceerinrichtingen zouden de Shuttle-C-ontwerpen op zijn minst iets goedkoper moeten zijn om te lanceren dan een Orbiter, en zelfs als de motorherstelmodule maar liefst 60 ton zou wegen, de helft van de Orbiter-massa, zijn de andere 60 ton drie keer de nominale 20 ton Orbiter-payload - 4 keer de payload voor ISS.

Met een dergelijk systeem in de hand - en ik denk dat het duidelijk ruim voor 2000 operationeel zou kunnen zijn - een enkele Shuttle C-missie, met een permanente vrachtmodule bevestigd aan de tank en inclusief een OMS-motor, zou een tank kunnen leveren die vooraf is gemonteerd voor het vullen met lucht, 5 ton opgeslagen vloeibare lucht (2 vullingen van de tank) en 50 ton andere voorraden en uitrusting.

Ik schat dat een verbranding van 9 seconden van een enkele STS OMS-engine eenmaal per maand voldoende zou zijn om het orbitaal verval te controleren, uitgaande van vergelijkbare krachten als die op het bestaande ISS. Dat zou elke keer minder dan 80 kg drijfgas verbruiken, voor minder dan een ton per jaar. Het is duidelijk dat de drijfgasreserve niet enorm hoeft te zijn!

Actuele cijfers opzoeken ISS verbruikt momenteel 7,5 ton per jaar; Toch is een reserve van 10 ton die bij de oorspronkelijke lancering was inbegrepen, slechts 20 procent van de diverse beschikbare tonnage. Met nog 40 ton over, zou deze enkele lancering het equivalent zijn van zowel Zarya als Unity met nog 10 ton (nog een Unity, bijna) over. Aangezien Zarya de voortstuwingsmodule is van het bestaande station, zouden we duidelijk meer bruikbaarheid kunnen krijgen dan deze twee lanceringen, afgezien van het gebruik van de tank zelf.

Een Orbiter, die arriveert na de lancering van Shuttle C of vooraf gepositioneerd is op de bestemming ervoor, gecoördineerd met een Sojoez-lancering, zou een internationaal personeelsbestand van 10 bemanningsleden kunnen leveren om de eerste docking uit te voeren van een gemodificeerde Zarya gericht op het leveren van stroom zonder voortstuwing naar de Shuttle C-vrachtmodule, waarvan ik me voorstel dat er meerdere dockingpoorten in Unity-stijl zijn ingebouwd, een met een adapter (verplaatsbaar naarmate het station groeit) voor Sojoez. Of deze bemanning de tanks met lucht kan opblazen, hangt af van hoe snel waterstof uit die tank in vacuüm wordt gespoeld. Ik denk dat ze het zo kunnen uitrusten dat het onmiddellijk bewoonbaar is voor de volgende bemanningen. Met 120 ton zou dat bijna 30 procent zijn van de massa van het huidige station. Nog 3 Shuttle-C-lanceringen die nog 3 tanks afleveren, vergezeld van 3 extra Orbiter-bezoeken die elk 15 ton vracht brengen, zouden de huidige assemblage met 15 ton overtreffen. Het bemanningsvolume zou natuurlijk gigantisch zijn, zo erg zelfs dat we waarschijnlijk niet meer tankbezorgingsmissies zouden willen doen, maar toch zouden 6 Orbiter-bezoeken afronden op dezelfde massa als ons huidige station, vermoedelijk een mix van vracht voor interieurinstallatie en nieuwe modules en spanten en sets zonnepanelen enzovoort.

Het is dan een praktisch voorstel; met Shuttle C zou het heel snel gelukt zijn met een paar lanceringen. Of we de voorgestelde 10-tank-spinhabitat willen ontwikkelen (een achthoek van 8 tanks met de uiteinden aan elkaar vastgemaakt langs de as, van de ene naar de andere kant) is een kwestie van financiering, niet van lanceercapaciteit. Zo'n alternatief zou natuurlijk orden van grootte meer mensen in de ruimte vereisen om de moeite waard te zijn, en zoals aangeboden lijkt me onvolledig - ik zie niet hoe Shuttles of enig ander vaartuig eraan zou aanmeren als het eenmaal is opgestart, een of beide assertanks zouden moeten worden bevestigd aan een de-spin-module die stroom nodig heeft en waarschijnlijk reactiemassa, aan het andere uiteinde bevestigd aan een microzwaartekrachtstation waar schepen aan kunnen aanmeren, wat ook de plek zou zijn om zonnepanelen en radiatoren te plaatsen, veronderstel ik. Ik vermoed dat een dergelijk station een orde van grootte verlaging van de lanceringskosten nodig heeft, om op afstand te kunnen worden gefinancierd, rekening houdend met de noodzaak om elk jaar honderden bemanningsleden en essentiële voorraden te laten rouleren. Ik denk dat de ontwikkeling van Shuttle-C de weg zou wijzen naar grote kostenbesparingen per kilogram, misschien met een factor 5, maar niet 10.



Deze Q&A is automatisch vertaald vanuit de Engelse taal.De originele inhoud is beschikbaar op stackexchange, waarvoor we bedanken voor de cc by-sa 3.0-licentie waaronder het wordt gedistribueerd.
Loading...