Frage:
Wie hoch wären die Δv-Kosten, um den externen Tank des Space Shuttles in die Umlaufbahn zu bringen?
AlanSE
2013-07-17 19:42:21 UTC
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Es gab einen unabhängigen Vorschlag, dass der externe Tank des Space Shuttles bis zur Umlaufbahn angehoben und dann als Baumaterial in Raumstationen verwendet werden könnte.

In Wie viel hätte es im Hinblick auf das Treibstoffbudget gekostet, dies zu tun? Vermutlich würden Sie dem externen Tank mehr Δv verleihen, was die Nutzlast verringert hätte, die Sie in die Umlaufbahn bringen können. Wie nah war der externe Tank an der Orbitalgeschwindigkeit, wie viel zusätzliches Treibmittel hätte er benötigt, um ihn den Rest des Weges zu erreichen, und wäre dies mit dem Space-Shuttle-Design mechanisch möglich gewesen?

Relevante These: [ANALYSE VON PARKPLÄTZEN FÜR EINEN STSEXTERNEN TANK IM NIEDRIGEN ERDORBIT] (http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a230530.pdf), JE Cross, 1990 (PDF) und eine andere Artikel: [Bewertung des Luftwiderstands und des Drehmoments für Außentanks im erdnahen Orbit] (http://fire.nist.gov/bfrlpubs/build06/PDF/b06026.pdf), WC Stone, C. Witzgall, Journal of Research of das Nationale Institut für Standards und Technologie, 2006 (PDF)
Ich habe einmal gehört, dass das Shuttle ein zusätzliches Manöver durchgeführt hat, um sicherzustellen, dass der externe Tank auf einem ausgewählten Pfad herunterfällt und dass das Einsetzen in den Orbit tatsächlich * weniger * Kraftstoff verbraucht hätte als ein normaler Start. Ich kann nicht für die Richtigkeit dieser vage erinnerten Aussage bürgen.
Fünf antworten:
#1
+16
Adam Wuerl
2013-07-18 09:37:13 UTC
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Shuttle-Antwort

Update: Ich habe einen (großen) Fehler korrigiert, der das Fahrzeug fälschlicherweise für das Anheben der nominalen Nutzlast auf MECO-1 bestraft hat, als die Frage nach der Beseitigung gestellt wurde eine nominelle Nutzlast zugunsten der Erhöhung des leeren ET in eine stabile Umlaufbahn.


Mit groben Zahlen würde es alles kosten / nicht funktionieren. Wenn der ET in die Umlaufbahn gebracht worden wäre, hätte das Shuttle keine andere Nutzlast mehr tragen können, und ein ET, der während des Starts verwendet wird, müsste erheblich nachgerüstet werden, um für alles andere nützlich zu sein.

Zuerst die Mathematik, dann einige andere Gründe, warum dies eine schlechte Idee zu sein scheint.

Mathematik

Annahmen

Berechnungen

Für eine nominelle Aufstiegstrajektorie können 140.000 kg in die MECO-1-Umlaufbahn gebracht werden, die zwischen ET, Orbiter und Nutzlast aufgeteilt ist.

Nominell wird dann die ET inszeniert, wodurch die Masse vor dem OMS-Zirkularisierungsbrand auf 105.000 kg reduziert wurde. Mit der Raketengleichung können wir das für diese Verbrennung erforderliche OMS-Treibmittel berechnen.

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

$ I_sp = 361 s $ span>

$ g = 9,81 \ frac {m} {s ^ 2} $ span>

$ \ Delta V = 150 m / s $ span>

$ mfNominal = 105.000 kg $ span>

$ mpNominal = > 4,542.91kg $ span>

Wenn wir stattdessen die Umlaufbahn der gesamten MECO-1-Masse erhöhen möchten, erhalten wir eine höheres Treibmittelgewicht.

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

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

Um die ET zu erhöhen, sind zusätzliche 1.514 kg OMS-Treibmittel erforderlich. Dies ist weniger als die Nutzlastverteilung von 22.700 kg, daher scheint es möglich (obwohl das Shuttle nachgerüstet werden müsste, um zusätzliches OMS-Treibmittel im Frachtraum zu halten und es den OMS-Motoren zuzuführen - sicherlich möglich, aber nicht trivial).

Hinweis: Eine naheliegende Option zur Leistungssteigerung ist die Verwendung der SSMEs mit höheren spezifischen Impulsen anstelle der OMS-Engines für die Zirkularisierung. Dies würde entweder eine Flugbahn mit direktem Aufstieg erfordern (möglich, aber wahrscheinlich nur für Umlaufbahnen in geringer Höhe) oder die Fähigkeit, die SSMEs (oder mindestens eine davon) neu zu starten. Wieder möglich, aber nicht trivial. Sub>

Herausforderungen

Trotz der technischen Machbarkeit erster Ordnung wären mit diesem Ansatz erhebliche Herausforderungen verbunden.

Das Hauptproblem ist, dass der Tank bei Erreichen der Umlaufbahn erhebliche Nacharbeiten benötigt, um nützlich zu sein. Denken Sie daran, es war nicht als Lebensraum gedacht, sondern als Treibstoff und Oxidationsmittel für das Shuttle während des Aufstiegs. Jede Unterkunft, die einem doppelten Zweck dient, hätte eine Kosten- oder Gewichtsstrafe. Noch wichtiger ist, dass alle Änderungen im Orbit zusätzliche Missionen sind - wahrscheinlich EVAs von Astronauten bei Folgemissionen.

Sobald der Tank leer ist, ist er für seine Größe auch ein (relativ) leichtes Objekt (d. h. er hat einen niedrigen ballistischen Koeffizienten). Dies würde dazu führen, dass es schneller wieder eintritt als typische Nutzlasten, die 2/3 der Masse, aber (vielleicht) 1/10 des Querschnitts betragen könnten. Dies würde erfordern, dass der ET in eine höhere Umlaufbahn als normal gebracht wird (Reduzierung der für andere Nutzlasten verfügbaren Masse) oder an einer Uhr gearbeitet wird, um der ET-Hülle (vor dem Umlauf) einen zusätzlichen Antrieb zum Halten der Station hinzuzufügen.

Daher werde ich meine ursprüngliche Reaktion mildern und sagen, dass dieser Ansatz technisch machbar, aber wahrscheinlich teuer war und eine nicht triviale Entwicklung für ein Programm darstellt, das in der Vergangenheit Schwierigkeiten hatte, eine hohe Flugrate aufrechtzuerhalten, eine gute Sicherheitsbilanz nachzuweisen oder zu operieren erschwinglich.

Jede Umlaufbahn, die das Shuttle erreicht, hat eine Deorbit-Zeit von Jahren. Ich glaube, Hubble, das weiter als die ISS entfernt ist, wird um 2024 wieder eintreten. Die niedrigsten Umlaufbahnen haben eine Wiedereintrittszeit von nur wenigen Tagen.
Ich hoffe, dass ich zurückkomme und die von Ihnen vorgeschlagene Berechnung durchführe. Im Moment möchte ich jedoch darauf hinweisen, dass ich nicht verstehe, wie das Hinzufügen von 150 m / s zu einem 35-Tonnen-Tank eine 20-Tonnen-Nutzlast (und mehr!) Ersetzt, die auf eine Geschwindigkeit von 7.900 m / s angehoben wird. Daran scheint etwas klar zu sein. Offensichtlich ist es nicht einfach (Masse) x (DeltaV). Ich gehe die Details sorgfältig durch und hoffe, das Problem zu lösen.
@AlanSE Es schien aus, weil es völlig falsch war. Danke für den Kommentar. Es gab eine Reihe von Fehlern. Eine davon war die doppelte Buchung der Nutzlastmasse im Burn-out in der Berechnung, die ich durchgeführt, aber nicht gezeigt hatte.
+1. Gute Antwort. Ein weiteres Problem: Wo werden Sie das zusätzliche OMS-Treibmittel einsetzen? Außerdem scheinen 1.514 kg niedrig zu sein, da der gesamte OMS-Pod fast 9.000 kg trägt - und das wird für eine nominelle Mission benötigt, und Sie fügen etwa 50% mehr Masse hinzu. Ich denke, ich muss den Taschenrechner rausholen ...
Ich habe versucht, darauf hinzuweisen. Sie müssten wahrscheinlich Panzer in die Nutzlastbucht des Orbiters stellen und das Antriebssystem so modifizieren, dass sie in die Luft gelangen, was ein großer Schmerz wäre. Es würde dort alle möglichen kleinen Details geben, von CONOPS mit Treibmittelbeladung über thermische Probleme bis hin zur Modifizierung der Avionik, um zusätzliche Ventile zu steuern und zusätzliche Telemetrie zu sammeln.
Ah, tut mir leid - ich sehe, wo Sie die Notwendigkeit für mehr Tank erwähnt haben.
@AdamWuerl Das Entfernen und Ersetzen der Nutzlast durch Treibmittel ist als akademisches Argument ein guter Fall. Wie Sie hier sehen, wurde das Problem auf eine einzige (korrekte) Gleichung reduziert. Für einen tatsächlichen Vorschlag erscheint es jedoch unendlich plausibler, die Nutzlastmasse weiter zu reduzieren und die Gesamttreibstoffmasse mit der vom Space Shuttle vorgesehenen Beladung identisch zu halten. Sie können 1,5 Tonnen Nutzlast durch Treibmittel ersetzen oder nur 5 Tonnen Nutzlast vollständig entfernen. Aus den Gleichungen sind dies gültige Optionen, aber ich glaube nicht, dass jemand diese neuartigen Treibmittelströmungswege ernst nimmt.
@AlanSE Stimmen Sie voll und ganz zu, dass eine praktikablere Option darin besteht, die Nutzlastmasse einfach vollständig zu entfernen und den Vorteil zu erzielen, dass nicht alles in die Umlaufbahn gebracht werden muss. Ein Grund, warum ich die Berechnung nicht auf diese Weise durchgeführt habe, ist, dass ich viel mehr Daten für die Berechnung benötige und auch nicht das Problem, dass ein Tank nicht so nützlich ist.
Warum Standardgewicht? Dies wäre in der ISS-Ära am nützlichsten gewesen, als sie die Al-Li-Panzer mit 26,5 t flogen.
Dies erklärt nicht die Verwendung der effizienteren SSMEs und des übrig gebliebenen Treibmittels in der ET, um die Einfügung und Zirkularisierung der Umlaufbahn zu vervollständigen. Ich könnte mir vorstellen, noch mehr Nutzlast in den Orbit zu bringen, indem ich mich an der ET festhalte.
@PearsonArtPhoto: "Das Worst-Case-Szenario sieht vor, dass Hubble 2028 auf die Erde zurückfällt, und die meisten Modelle schlagen vor, dass ein unkontrollierter Wiedereintritt erst Mitte der 2030er Jahre stattfinden würde" - https://www.space.com/29206-how -will-hubble-space-telescope-die.html
@AlanSE: Wenn ich einen Panzer so modifiziere, dass er im Orbit nützlich ist, modifiziere ich ihn gerne auch so, dass er 1,5 weitere Tonnen fasst.
#2
+6
gunsandrockets
2014-01-05 03:58:17 UTC
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AlenSE, Erik hat das Herzstück der Antwort.

Einfach ausgedrückt, hat der ET zum Zeitpunkt der Trennung des externen Shuttles des Shuttles zusammen mit dem Rest des Shuttles die volle Umlaufgeschwindigkeit. Da das ET jedoch nicht Teil des Shuttles ist, wenn das Shuttle seine Umlaufbahn mit einem OMS-Brand umkreist, schneidet sich die Umlaufbahn des ET mit der Erdoberfläche am Punkt des Indischen Ozeans.

Wenn a Das voll beladene Shuttle versuchte, seine Umlaufbahn mit dem noch angebrachten ET zu zirkulieren. Das OMS musste ungefähr 35% mehr Treibmittel für die Verbrennung als normal verbrauchen. Ich weiß nicht, ob das OMS über diese Art von Überkapazität verfügt, obwohl ich glaube, dass dies der Fall ist. Im schlimmsten Fall erwarte ich jedoch, dass das OMS die erforderliche Gesamtkapazität haben würde, wenn die Nutzlast in der Shuttle-Bucht nach dem Zirkularisierungsbrand in die Umlaufbahn ausgestoßen wird.

Die kurze Antwort lautet also: Ich glaube voll und ganz Das geladene Shuttle hätte den ET bis zum LEO transportieren können, vorausgesetzt, die Mission der Nutzlast erforderte, dass er im Orbit zurückgelassen wird.

Der ET-Aufprallpunkt würde sich nur für eine Standardeinsatzmission im Indischen Ozean befinden (zuletzt geflogen auf STS-38 im November 1990); Eine Direkteinsatzmission (erstmals im April 1984 auf der STS-41C geflogen und danach für die meisten Missionen verwendet, und alle Missionen ab der STS-35, da sie eine schwerere Nutzlast und / oder eine höhere Umlaufbahn ermöglichte) enthielt eine längere -Dauer SSME brennt, erhöht die Fahrzeuggeschwindigkeit bei MECO (und damit die Geschwindigkeit bei ET-Trennung) und drückt den ET-Aufprallpunkt in den Zentral-Ost-Pazifik.
#3
+5
AlanSE
2013-07-18 20:01:23 UTC
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Wir haben die Raketengleichung über zwei Segmente.

  • v_e = 4.440 m / s
  • v2 = 150 m / s
  • v1 = 7.900 m / s - 150 m / s = 7.750 m / s
  • Orbitermasse selbst = m_o = 68.585 kg
  • Nutzlast (innerhalb des Orbiters) = m_p = 24.400 kg
  • externer Tank = m_t = 35.000 kg

Ich beziehe mich auf 4 verschiedene Massenwerte.

  • ml - die Masse beim Start
  • m2 - die Masse direkt vor MECO
  • m2 '- die Masse direkt nach MECO (wenn es eine Trennung gibt)
  • m3 - die Masse, die es in die Umlaufbahn schafft
  • Das Wesentliche des Problems ist, dass wir einen Referenzfall haben, in dem die Masse bei der Trennung um die Masse des externen Tanks abfällt, und dann wollen wir herausfinden, um wie viel wir die Nutzlast verringern müssen Gewicht, um mit dem externen Tank noch die Umlaufbahn zu erreichen, was bedeutet, dass m2 = m2 '. Aber zuerst müssen wir alle Werte für den Referenzfall eingeben.

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

    Die Masse nach der Trennung ergibt sich aus der Raketengleichung. Fügen Sie die externe Tankmasse hinzu, um die Masse unmittelbar vor der Trennung zu ermitteln.

    • 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

    Wenden Sie die Raketengleichung erneut an, um die Masse beim Abheben zu ermitteln.

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

    Das tatsächliche Gewicht auf dem Launchpad beträgt 2 Millionen kg. Ich brauche jedoch nur etwas, um mich zwischen den beiden Fällen konsequent zu bewerben. Dieser Fehlergrad war eigentlich ziemlich vorhersehbar, da ich eine zu hohe Kraftstoffgeschwindigkeit verwendet habe und andere Strukturmaterialien nicht berücksichtigt habe.

    -------- Endreferenzfall ---- -----

    Zurück zur Prämisse: Wir bringen die ET in den Orbit, indem wir das Nutzlastgewicht opfern. Das wird das Gewicht des Space Shuttles auf dem Launchpad verändern, und darin liegt die Schwierigkeit. Für dieses Problem können wir jedoch tatsächlich eine einstufige Raketengleichung auf die volle Umlaufgeschwindigkeit anwenden, da es in unserem falschen Modell überhaupt keine Trennungen gibt.

    Ich werde neue vorbereitete Variablen einführen. Betrachten Sie sie als durch die folgenden Gleichungen definiert.

    • 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

    Die Nutzlastmasse wurde nach meiner Berechnung um 5280,5 kg gesenkt. Das klingt vernünftig - dass wir 5 Tonnen Nutzlast verlieren, um 35 Tonnen Tankmaterial das letzte kleine Stück des Weges in die Umlaufbahn zu befördern.

    Nun zur anderen Antwort :

    Genauer gesagt können die Summe der Orbiter-Burnout-Masse und der ET, der OMS-spezifische Impuls und das erforderliche ΔV in die Raketengleichung eingesteckt werden, um festzustellen, wie viel Überschuss vorliegt Nutzlastmasse ist verfügbar. Die Antwort ist eine negative Zahl.

    Ich glaube, ich habe herausgefunden, was hier passiert ist. Ich denke, es ist dies:

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

    Diese Berechnung und Zahl ergibt sich aus der Anwendung der Raketengleichung auf die Endstufe nach dem MECO. Das Problem bei dieser Berechnung ist, dass Sie das Nutzlastgewicht reduzieren, aber nicht die Tatsache berücksichtigen, dass Sie bei (was zuvor war) MECO mehr Kraftstoff haben, weil Sie die Nutzlast reduziert haben. Im Grunde ist dies eine Ein-Segment-Anwendung der Raketengleichung und es wird nicht die richtige Antwort erhalten. Aufgrund der Natur des Tieres müssen Sie zwei Anwendungssegmente berücksichtigen.

    #4
    +3
    Erik
    2013-07-18 06:28:24 UTC
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    Ich bin mir nicht sicher, ob ich Ihnen eine bestimmte Menge an Propllent geben kann, aber ich kann Ihnen eine Antwort auf die Rückseite des Umschlags geben. Vielleicht kann jemand Details aus den Dokumenten des Shuttle-Programms hinzufügen.

    Der externe Tank (ET) löste sich kurz nach dem Abschalten des Hauptmotors (MECO). Danach verursachte das Shuttle einen oder mehrere OMS-Verbrennungen, je nachdem, wann der Start in der Programmhistorie erfolgte. Diese Verbrennungen hoben das Perigäum der Umlaufbahn an und zirkulierten die Umlaufbahn. Die OMS-Pods verfügten allein für den Orbiter über etwa 300 m / s Delta-V. Wenn Sie grob schätzen, dass die Hälfte (?) Davon (150 m / s) für die Orbitalinsertion und die Hälfte für die Deorbitverbrennung verwendet wurde, müssten Sie dem ET zusätzliche 150 m / s Delta-V zur Verfügung stellen Bringen Sie es in die niedrige Umlaufbahn des Shuttles.

    Denken Sie daran, dass ein ET in dieser Höhe aufgrund des geringen, aber signifikanten Luftwiderstands schnell wieder eintreten würde. Sie müssten daher entweder zusätzliches Delta-V hinzufügen, um die Umlaufbahn weiter anzuheben, oder planen, den Tank alle 90 bis 180 Tage neu zu starten, wie dies bei der ISS der Fall ist.

    Vergessen Sie auch nicht die Raketengleichung. Zusätzlich zum Bereitstellen des zusätzlichen Delta-V für den ET müssen Sie zusätzliches Delta-V für den Kraftstoff bereitstellen, den Sie verwenden, um dieses zusätzliche Delta-V usw. bereitzustellen, und so weiter und ...

    Ich gehe davon aus, dass an diesem MECO-Punkt der Tank normalerweise getrennt ist und fallen darf. Wollen Sie damit sagen, dass der Punkt noch 300 + 150 m / s vor Erreichen der Umlaufbahn hatte?
    Bei MECO war der Höhepunkt der Flugbahn korrekt und der Orbiter ging bergauf darauf zu. Das Perigäum war jedoch immer noch zu niedrig und musste angehoben werden. Die OMS-Verbrennung (en) haben dies getan. Die Anzahl und Art der OMS-Verbrennungen hat sich im Laufe des Programms geändert, sodass einige Missionen eine OMS-1-Verbrennung und einige eine OMS-1- und eine OMS-2-Verbrennung usw. aufweisen. Diese wurden als direkte und Standardeinfügungen bezeichnet. Ich bin mir ziemlich sicher, dass der einzelne Brand direkt genannt wurde.
    #5
    +2
    Shevek23
    2017-04-23 08:00:19 UTC
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    Viele der Zahlen, die hier für Massen verschiedener Komponenten angeboten werden, scheinen nicht zu stimmen, und es gibt definitiv einen Tippfehler im Isp, der für die Orbiter-OMS-Motoren angegeben wurde - es sind wirklich 316 Sekunden, nicht 361.

    Ich glaube, der Orbiter hat tatsächlich mehr Masse als die hier angegebenen Zahlen und der ET im Allgemeinen viel weniger - 116-120 Tonnen für Orbiter auf dem Pad, 30 bis 26 Tonnen für einen Trockentank mit 725 Tonnen Sauerstoff und Wasserstoff beim Start, angebracht an zwei SRBs mit einer Masse von jeweils 88 Tonnen, wobei jeweils 500 Tonnen Treibmittel bis 2050 auf dem Pad hinzugefügt wurden.

    Hier ist ein Link zu Norbert Brügges Website:

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

    Dies ergibt eine konstante OMS-Last von maximal 21,65 Tonnen, was bedeutet, dass die Last würde von Mission zu Mission variieren. Die Startgewichte ohne Nutzlasten variieren für verschiedene Orbiter- und Fluggenerationen, liegen jedoch nahe bei 100 Tonnen, zwischen 94,4 und 105,5. Ich glaube, dass die Masse das OMS-Treibmittel enthält und aus diesem Grund stark variiert. Die angegebenen Nutzlasten werfen in einigen Fällen einige ernsthafte Fragezeichen auf. Beachten Sie jedoch, dass das letzte Jahrzehnt des Shuttle-Einsatzes die Ladungen unter 15 Tonnen gesenkt hat, da es sich vermutlich hauptsächlich um Missionen zur ISS handelte, die im Orbit deutlich höher sind als die niedrigeren Maximieren Sie die Nutzlast - auch die ISS hat eine Neigung von 51,64 Grad, was es schwieriger macht, sie von Canaveral aus zu erreichen. Je neuer das Orbiter-Modell, desto leichter war es, und so konnten nur Endeavour, Atlantis und vielleicht Discovery für ISS-Missionen sinnvoll eingesetzt werden - Columbia sollte für alternative Missionen in geringerer Höhe verwendet werden, bis es verloren ging.

    Da die Diskussion hier eine ET in die Umlaufbahn bringt, sollten wir uns wohl die Standards für späte Missionen zur ISS ansehen. Alternativ zur Verwendung eines ET als Strukturelement einer Raumstation möchten wir möglicherweise eines umkreisen, um schrittweise für eine schwere Weltraummission zu tanken, aber mit nichts Besserem als einem Shuttle oder einem schweren Titan V-Trägerraketen, der möglicherweise 30 Tonnen nach LEO transportieren kann. Wir würden einen solchen Tank nicht schnell nachfüllen! Auch seine Treibmittel würden dazu neigen, wegzukochen, insbesondere Wasserstoff, so dass wir eine zusätzliche Tonnage benötigen würden, um den Wasserstoff wieder zu verflüssigen (unter Verwendung von kaltem Wasserstoff ist die Rückkondensation von Sauerstoff ein Kinderspiel) - alles deutet auf Höhenoperationen der Raumstation hin.

    Wenn wir uns die letzten Spalten von Brügges zweitem Satz von "Design" -Tabellen ansehen, haben wir Nutzlasten von knapp 15 Tonnen, alle Startmassen fast genau 2050 Tonnen (diese sind über die gesamte Palette aller STS-Starts sehr konsistent von 1981 bis 2011), Endeavour mit einer Masse von 101,5 minus Nutzlast (also 116,5), trockenen ET 27 Tonnen, 726 Tonnen Kraftstoff und den SRBs mit einer Gesamtmasse von 1178,2 Tonnen. Ich denke, wir können eine zusätzliche Diskrepanz von 3,3 Tonnen auf zusätzlichen Kraftstoff in der OMS-Versorgung von Endeavour zurückführen, wodurch die Masse auf dem Stapel tatsächlich fast 120 Tonnen beträgt.

    Wenn eine Standard-MECO-Umlaufbahn gemäß der von anderen oben durchgeführten Arbeit eine zirkularisierte Zielumlaufbahn um 150 m / s unterschreitet und in diesem Fall die Zielumlaufbahn ISS in 405 km Höhe ist, beträgt die Kreisbahngeschwindigkeit 7670 m / s Das Subtrahieren von 150 m / s würde die Hauptachse von 13566 km auf 13060 oder um 506 km reduzieren - was bedeutet, dass das Perigäum etwa 99 km unter dem Meeresspiegel liegt! Ich weiß nicht, ob Endeavour jemals direkt in eine elliptische MECO-Umlaufbahn dieser Art gestartet wurde und eine einzige OMS-Verbrennung durchgeführt hat, um ein Delta V von 150 m / s zu erreichen, das etwa 4,7 Prozent der Bordmasse oder 5,67 Tonnen erfordert. Alternativ könnte es natürlich zunächst in eine viel niedrigere Umlaufbahn gebracht werden, und zwar mittels einer MECO-Umlaufbahn, die beispielsweise einer nominalen Parkumlaufbahn von 200 km Höhe nicht entspricht, und dann zuerst mit einer Verbrennung dieser Art von 150 m / s zirkularisieren Die Phaseneinstellung seiner unteren schnelleren Umlaufbahn entspricht der Halbwertszeit einer Transferumlaufbahn von bis zu 405, sodass sie in der Nähe der ISS ankommt, bevor eine zweite Verbrennung durchgeführt wird, um sie nahe an die Synchronisation zu bringen, gefolgt von pingeligen und langsamen, vorsichtigen Annäherungsmanövern. Ich vermute, dass Letzteres passiert ist, und es ist auch eine konservative Annahme, dass dies geschehen ist. Der Energiedifferenz zwischen einer Umlaufbahn mit einem Perigäum von -100 km und einem Apogäum von 200 km und einer Umlaufbahn mit einem Apogäum von 405 km ist jedoch nicht enorm - knapp 975 KJ / kg, was bei der Erdoberflächengravitation die potenzielle Differenz für nur wäre unter 100 km Höhe. Im Vergleich zur Geschwindigkeit der unteren MECO-Umlaufbahn am Apogäum würde es nur 13 m / s dauern, um die für den höheren Apogäum erforderliche Energie zu überschreiten! (Das ist natürlich nicht der richtige Weg).

    Die konservative Annahme ist jedoch, dass Endeavour zuerst auf eine Parkbahn von 200 km klettert, dort zirkularisiert und dann zu einem berechneten Zeitpunkt auf die Höhe der 405 km-Umlaufbahn steigt und dort zirkuliert. Dies ermöglicht flexible Startzeiten und eine spätere Einführung in die Annäherung an den tatsächlichen Standort der Raumstation.

    Werfen Sie eine Tonne Treibmittel mehr ein, um ein sicheres Dock an der festgelegten Station zu erreichen. Beachten Sie jedoch, dass dies bei der ersten Mission nicht erforderlich ist, da der ISS-Standort überall dort ist, wo das Schiff anhält. Unter der Annahme von 150 m / s, wie für die erste Zirkularisierung angegeben, für die 5 2/3 Tonnen Prop erforderlich sind, ist für eine 200-405 km lange Transferbahn ein Delta-V von 59,525 m / s erforderlich, und für eine Zirkularisierung bei 405 ist eine weitere erforderlich 5907 oder 118,595 insgesamt. Über drei Verbrennungen sind dann knapp 270 m / s erforderlich, und diese drei gelten alle für die gleiche Ausgangsmasse, hier anscheinend 120 Tonnen, für eine Gesamtbrennstoffverbrennung von 10 Tonnen. Beachten Sie, dass dies fast die Hälfte des maximal zulässigen Tankaufwands ist. Um von dort zur Erde zurückzukehren, schätze ich, dass 120 m / s Bremsen ausreichend sind. Beachten Sie auch, dass dies immer auf eine Daunenmasse (nach der Verbrennung) von weniger als 105 Tonnen IIRC angewendet werden muss, da dies durch die Hubfläche und die maximalen TPS-Temperaturen begrenzt ist und die Obergrenze für die Rückgabe jedoch für alle Modelle des Orbiters gilt Die leichteren späteren können mehr aus dieser Nutzlast machen. Somit werden nur etwas mehr als 4 Tonnen benötigt, und 5 ermöglicht einen großzügigen Sicherheitsfaktor für diese Verbrennung. Ich vermute, dass Missionen zur ISS eine maximale OMS-Treiblast von 21 2/3 Tonnen beinhalteten, während wir sehen, dass 15 alles sind, was für die nominelle Mission benötigt wird - was bedeutet, dass 7 Tonnen ein Sicherheitsfaktor sind, in diesem Fall fast über 44 Prozent. Dies ergibt die Masse von Endeavour ohne Nutzlast und ohne OMS-Kraftstoff, die ansonsten mit Vorräten für eine nominelle Mission beladen ist, als 83,35 Tonnen und ein theoretisches Gesamtdelta V von 1130 m / s oder 880, ohne die 7-Tonnen-OMS-Reserve zu berühren. Die Reserve erhöht somit das gesamte Delta V um 28,4 Prozent.

    Wie hoch sind nun die Kosten für den Versuch, den Panzer durch diese dreistufige Serie von Aufstiegsverbrennungen in die ISS-Umlaufbahn zu bringen, wobei 12 Tonnen Reserve für den nominalen Abstieg plus 7 Tonnen für Notfälle vorhanden sind? Wir können nicht, wenn wir uns weigern, eine dieser 7 Tonnen zu berühren, weil ich die Reserve natürlich auf der Grundlage der nominalen Mission berechnet habe. Wir verwenden jedoch weniger als 10 für die Aufstiegsphase, und ein 26-Tonnen-Trockentank erhöht die nominelle 120-Tonnen-Orbiter-Vorverbrennungsmasse vor allen drei Phasen der Aufstiegsverbrennung um 21,7 Prozent. Daher können wir weniger als 2,2 Tonnen OMS-Propeller aus der Reserve stehlen, weniger als 30 Prozent davon, und den Tank in die Umlaufbahn bringen! Zukünftige Missionen, die auch einen weiteren Tank bringen, werden mehr kosten, da weitere Manöver erforderlich sind, um zu einem sanften Dock zu gelangen.

    Angesichts einer nominalen Kraftstoffmenge von 725 Tonnen im Tank beim Start Wenn wir etwas Masse von der SSME-Verbrennungslast rasieren, können wir etwas unverbrannte Kraftstoffmasse einsparen. Wir werden die beiden Teile des Tanks später mit Luft beladen wollen, und 80 Prozent davon sind Stickstoff. Das Volumen des Tanks (ohne Berücksichtigung des Zwischenbehälters, der den LOX vom linken trennt) hält diese 725 Tonnen und bei etwas mehr als 36 Prozent der Wasserdichte im Durchschnitt, wenn Luft 1/800 der Wasserdichte entspricht, eine Last von Luft mit einer Nennatmosphäre von 1 Atmosphäre hätte eine Masse von etwa 2,5 Tonnen, also 500 Kilogramm davon sind Sauerstoff. Wenn wir eine halbe Tonne Sauerstoff oder 1/1243 der gesamten Sauerstoffbelastung im Tank einsparen möchten, würden wir diesen Anteil der Gesamtmasse an der OMS-Verbrennung oder 118 kg von der Nutzlast abbauen und die halbe Tonne davon abziehen als Gut. Wenn es vollständig verdampft ist, würde sich die halbe Tonne Sauerstoff ausdehnen, aber ich glaube, dass sein Druck unter einer vollen Atmosphäre im Sauerstofftank gut sein würde.

    Ansonsten müssen wir überhaupt nicht an der nominalen Nutzlastmasse sparen, da wir nichts davon abwägen können, um die 7-Tonnen-OMS-Kraftstoffreserve wiederherzustellen - wir könnten, aber es würde auch Änderungen an den Leitungen erfordern als Tankmasse in der Nutzlastbucht. Eine vollständige Eliminierung der Nutzlast würde die Gesamtmasse nicht auf den Nennwert senken, und wir müssten auf jeden Fall auf die Reserve zurückgreifen.

    Die Nutzlast beträgt somit nur 14 Tonnen. Für die erste ET-basierte ISS-Baugruppe sollte die gesamte Nutzlast aus anfänglichen Ausstattungsmassen bestehen, die ein einzelnes Modul umfassen können, das am Tank angebracht werden soll, um einen strukturellen Anker und eine Andocköffnung für eine zukünftige Mission bereitzustellen. Es wurde darauf hingewiesen, dass das ET ein "flauschiges" Objekt mit niedrigem ballistischen Koeffizienten ist und seine Umlaufbahn schneller abfällt als ein dichteres Objekt wie beispielsweise Skylab. Aber ich glaube, dass die vollständig montierte ISS auf die gleiche Weise auch schleppend ist, so dass es nicht schlimmer wird. Eine oberste Priorität ist es jedoch, den Panzer in die Umlaufbahn zu bringen, und er benötigt auch eine Orientierungskontrolle. Ich glaube, das erste Modul wäre daher eine Kombination aus Antriebsmodul und Zugangsdock, und ein Großteil seiner Masse wäre Treibmittel, um die Umlaufbahn aufrechtzuerhalten.

    Ein Blick auf die aktuelle historische Zeitachse der ISS war der Anfang von Zarya, einem Modul von 19 und einer dritten Tonne, an das Endeavour das fast 12 Tonnen schwere Unity-Modul angeschlossen hat. Wenn der Panzerstart die zweite Stufe der alternativen ISS-Montage ist, könnte Endeavour zunächst ein erweitertes Unity-Modul (z. B. mit zusätzlichem Treibmittel für Zarya) an den russischen Anfang andocken und dann, an Unity angedockt und mit seinem Canadarm, den Panzer auf a positionieren Spezialhafen gegenüber dem Zarya-Ende der Einheit. Ein Teil der Frachtmasse würde für Strukturen wie Flansche verwendet, die speziell in den Tank selbst eingebaut wurden. Vielleicht können wir auf dieser Mission doch keinen zusätzlichen Treibstoff für Zarya transportieren. Nach dem Andocken können nachfolgende Shuttle-Missionen entweder Module zum Andocken an die 4 radialen Häfen von Unity oder vorübergehend als Frachtmodule zum Entladen in den Tank bringen. Zwischen der Tankumlaufmission und dem nächsten Besuch eines Raumfahrzeugs auf der ISS würden die Entlüftungsöffnungen des Wasserstofftanks geöffnet, damit der restliche Wasserstoff in den Weltraum abkochen kann, während der LOX-Rest verdampft, um den Sauerstofftank als Gas zu füllen. Es wäre dann möglich, möglicherweise per Fernbedienung vor der nächsten Mission, die Wasserstoffentlüftung zu schließen und ein spezielles neues Ventil zu öffnen, das in den Tank zwischen den beiden Tanks eingebaut ist, um den Wasserstofftank mit Sauerstoff zu füllen. Nur 2 Tonnen von einer nominalen Nutzlast von 15 Tonnen der nächsten Shuttle-Mission (oder vielleicht 2 von der 20-Tonnen-Masse eines anderen Moduls, das Zarya entspricht und ebenfalls auf einem Proton gestartet wurde) wären Stickstoff, um den Rest der Luft zu bilden. Nach Abschluss dieses Vorgangs (mit geringer Wassermasse und zusätzlichen CO2-Spuren) werden die beiden Tanksegmente bewohnbar, und die Besatzung kann mit 12 oder 18 Tonnen mehr Infrastruktur und Betriebsausrüstung in sie einziehen, um sie auszurüsten. P. >

    All dies zeigt, dass das Shuttle, wie es war, tatsächlich Tanks zu Orbitalzielen zu sehr geringen Kosten für das Eintauchen in vorhandene Treibstoffreserven liefern konnte. Effizientere Möglichkeiten zur Verwendung der Panzer würden sich ergeben, wenn wir "Shuttle-C" entwickelt hätten, eine Reihe von von Shuttle abgeleiteten Fahrzeugvorschlägen, die die Standardausrüstung für Orbiter-Starts gemeinsam hatten, einschließlich Panzer, SRBs und eines neuen Modul zur Wiederherstellung der SSMEs aus dem Orbit. Jetzt konnte ich noch nie Einzelheiten über die Beschaffenheit des Motormoduls erfahren, aber ich würde mich wundern, wenn ein 3-Motoren-Modul insgesamt bis zu 60 Tonnen wiegen müsste. eher im Bereich von 35-45 würde ich denken. (Ich habe tatsächlich meine eigenen Ideen für ein Raumtransportsystem der nächsten Generation, das 15 Tonnen oder weniger separate Module für jeden Motor entwickeln würde, verkleinerte Orbiter-Designs, unbemannt, die ein sehr flexibles nationales Startsystem mit verschiedenen Nummern ermöglichen würden von Motoren und verschiedenen Größen von SRB. Aber um es einfach zu halten, waren die Shuttle-C-Vorschläge alle zusätzlich zur Verwendung von Orbiter als einziges Fahrzeug mit Besatzung; Shuttle-C-Designs würden alle unbemannt starten, und einige von ihnen schlugen vor, SSMEs bis zu einem zu verwenden Start, vermutlich alte gegen Ende des Lebens). Als unbemannte Trägerraketen hätten Shuttle-C-Konstruktionen zumindest etwas billiger zu starten sein müssen als ein Orbiter, und selbst wenn das Motorwiederherstellungsmodul bis zu 60 Tonnen, die Hälfte der Orbiter-Masse, wiegt, sind die anderen 60 Tonnen dreimal so hoch wie die nominalen 20 Tonnen Orbiter-Nutzlast - 4-fache Nutzlast zur ISS.

    Mit einem solchen System in der Hand - und ich denke, es könnte eindeutig weit vor 2000 betriebsbereit sein - eine einzelne Shuttle C-Mission mit einem permanenten Frachtmodul Am Tank angebracht und mit einem OMS-Motor ausgestattet, könnten ein zum Luftbefüllen vormontierter Tank, 5 Tonnen gespeicherte flüssige Luft (2 Füllungen des Tanks) und 50 weitere Tonnen anderer Vorräte und Ausrüstungen in die Umlaufbahn gebracht werden.

    Ich schätze, dass eine 9-Sekunden-Verbrennung eines einzelnen STS-OMS-Motors einmal im Monat ausreichen würde, um den Zerfall der Umlaufbahn zu überprüfen, vorausgesetzt, es werden ähnliche Kräfte wie auf der vorhandenen ISS angenommen. Das würde jedes Mal weniger als 80 kg Treibmittel verbrauchen, weniger als eine Tonne pro Jahr. Natürlich muss die Treibstoffreserve nicht enorm sein!

    Nachschlagen der tatsächlichen Zahlen Die ISS verbraucht derzeit 7,5 Tonnen pro Jahr. Trotzdem beträgt eine Reserve von 10 Tonnen, die in der ursprünglichen Markteinführung enthalten war, nur 20 Prozent der verfügbaren verschiedenen Tonnage. Mit 40 Tonnen darüber hinaus würde dieser einzelne Start sowohl Zarya als auch Unity entsprechen, wobei 10 weitere Tonnen (fast eine weitere Unity) übrig bleiben würden. Da Zarya das Antriebsmodul der bestehenden Station ist, könnten wir deutlich mehr Nutzen als diese beiden Starts erzielen, abgesehen von der Verwendung des Tanks selbst.

    Ein Orbiter, der nach dem Start von Shuttle C ankommt oder vor dem Start vorpositioniert ist und mit einem Sojus-Start koordiniert ist, könnte eine internationale Belegschaft von 10 Besatzungsmitgliedern für das erste Andocken eines modifizierten Zarya zur Verfügung stellen, der sich auf die Bereitstellung von Strom ohne konzentriert Beim Antrieb des Shuttle C-Frachtmoduls, für das ich mir vorstelle, dass mehrere Docking-Ports im Unity-Stil eingebaut sind, einer mit einem Adapter (beweglich, wenn die Station wächst) für Sojus. Ob diese Besatzung das Aufpumpen der Tanks mit Luft beenden kann, hängt davon ab, wie schnell Wasserstoff aus diesem Tank in das Vakuum gespült wird. Ich würde denken, sie könnten es so ausstatten, dass es für die nächsten Crews sofort bewohnbar ist. Bei 120 Tonnen wären es fast 30 Prozent der Masse der aktuellen Station. 3 weitere Shuttle-C-Starts mit 3 weiteren Tanks, begleitet von 3 weiteren Orbiter-Besuchen mit jeweils 15 Tonnen Fracht, würden die derzeitige Baugruppe um 15 Tonnen übertreffen. Das Besatzungsvolumen wäre natürlich gigantisch, so sehr, dass wir wahrscheinlich nicht mehr Panzerlieferungsmissionen durchführen möchten, aber trotzdem würden 6 Orbiter-Besuche auf die gleiche Masse wie unsere derzeitige Station abrunden, vermutlich eine Mischung aus Fracht für die Inneninstallation und neue Module und Traversen und Solarpanelsets und so weiter.

    Es ist dann ein praktischer Vorschlag; Mit Shuttle C wäre dies mit wenigen Starts sehr schnell erledigt worden. Ob wir den vorgeschlagenen 10-Tank-Spinning-Habitat entwickeln möchten (ein Achteck von 8 Tanks Ende an Ende zu einem Paar entlang der Achse, Ende zu Ende), ist eine Frage der Finanzierung und nicht der Startfähigkeit. Eine solche Alternative würde natürlich erfordern, dass sich um Größenordnungen mehr Menschen im Weltraum lohnen, und wie angeboten erscheint mir unvollständig - ich sehe nicht ein, wie Shuttles oder ein anderes Fahrzeug daran ankoppeln würden, wenn eines oder beide gedreht würden Achsentanks müssten an einem De-Spin-Modul angebracht werden, das Strom und wahrscheinlich Reaktionsmasse benötigt. Am anderen Ende könnten Schiffe an einer Mikrogravitationsstation andocken, an die Schiffe andocken könnten. Dies wäre vermutlich auch der Ort, an dem Sonnenkollektoren und Heizkörper aufgestellt werden könnten. Ich würde vermuten, dass eine solche Station eine Senkung der Startkosten um eine Größenordnung erfordert, um aus der Ferne finanziert werden zu können, wobei zu berücksichtigen ist, dass jedes Jahr Hunderte von Besatzungsmitgliedern und lebenswichtige Vorräte zusammengeschaltet werden müssen. Ich denke, die Entwicklung von Shuttle-C würde den Weg zu erheblichen Kostensenkungen pro Kilogramm weisen, vielleicht um den Faktor 5, aber nicht um den Faktor 10.



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