Pregunta:
¿Cuál sería el costo Δv de poner en órbita el tanque externo del transbordador espacial?
AlanSE
2013-07-17 19:42:21 UTC
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Hubo una propuesta independiente de que el tanque externo del transbordador espacial podría haber sido elevado hasta la órbita y luego utilizado como material estructural en estaciones espaciales.

En En términos de presupuesto de propulsante, ¿cuánto habría costado hacer esto? Presumiblemente, impartiría más Δv al tanque externo, lo que habría reducido la carga útil que puede llevar a la órbita. ¿Qué tan cerca estaba el tanque externo de la velocidad orbital, cuánto propulsor adicional se habría necesitado para llegar el resto del camino, y esto habría sido mecánicamente posible con el diseño del transbordador espacial?

Tesis relevante: [ANÁLISIS DE ÓRBITAS DE ESTACIONAMIENTO PARA UN TANQUE EXTERNO ST EN ÓRBITA TIERRA BAJA] (http://www.dtic.mil/dtic/tr/fulltext/u2/a230530.pdf), JE Cross, 1990 (PDF) y otro artículo: [Evaluación de la resistencia aerodinámica y el par para tanques externos en órbita terrestre baja] (http://fire.nist.gov/bfrlpubs/build06/PDF/b06026.pdf), WC Stone, C. Witzgall, Journal of Research of el Instituto Nacional de Estándares y Tecnología, 2006 (PDF)
Una vez escuché que el Transbordador realizó una maniobra adicional para asegurar que el tanque externo bajara por un camino elegido, y ponerlo en órbita en realidad habría consumido * menos * combustible que un lanzamiento normal. No puedo dar fe de la exactitud de esta declaración vagamente recordada.
Cinco respuestas:
#1
+16
Adam Wuerl
2013-07-18 09:37:13 UTC
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Shuttle Answer

Actualización: He corregido un (enorme) error que penalizaba incorrectamente al vehículo por elevar la carga útil nominal a MECO-1, cuando la pregunta era sobre la eliminación una carga útil nominal a favor de impulsar el ET vacío a una órbita estable.


Usando números aproximados, costaría todo / no funcionaría. Poner el ET en órbita habría eliminado la capacidad del transbordador para transportar cualquier otra carga útil, y un ET utilizado durante el lanzamiento necesitaría una modificación significativa para ser útil para cualquier otra cosa.

Primero las matemáticas, luego algunas otras razones por las que esto parece una mala idea.

Matemáticas

Supuestos

Cálculos

Para una trayectoria de ascenso nominal, se pueden colocar 140.000 kg en la órbita MECO-1, que se divide entre ET, Orbiter y Payload.

Nominalmente, la ET luego se escalona, ​​lo que reduce la masa antes de la quema de circularización OMS a 105.000 kg. Usando la ecuación del cohete podemos calcular el propulsor OMS requerido para esa combustión.

$ 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 $

Si en cambio queremos elevar la órbita de toda la masa MECO-1, obtenemos un mayor peso del propulsor.

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

$ mfBoostET = 140,000 kg $ $ mpBoostET = > 6,057.22 kg $

Por lo tanto, aumentar la ET requiere 1,514 kg adicionales de propelente OMS. Esto es menos que la asignación de carga útil de 22,700 kg, por lo que parece posible (aunque el Shuttle tendría que ser adaptado para contener propulsor OMS adicional en el compartimiento de carga y suministrarlo a los motores OMS, seguramente posible, pero no trivial).

Nota: Una opción obvia para aumentar el rendimiento es usar los SSMEs de impulso específico más alto en lugar de los motores OMS para la quema de circularización. Esto requeriría una trayectoria de ascenso directo (posible, pero probablemente solo para órbitas de baja altitud), o la capacidad de reiniciar los SSMEs (o al menos uno de ellos). Nuevamente posible pero no trivial.

Desafíos

Pero a pesar de la viabilidad técnica de primer orden, habría desafíos importantes asociados con este enfoque.

El problema principal es que, al llegar a la órbita, el tanque necesitaría una modificación importante para ser útil. Recuerde, no fue diseñado para ser un hábitat, fue diseñado para contener combustible y oxidante para el transbordador durante el ascenso. Cualquier acomodación para que tenga un doble propósito tendría un costo o una penalización por peso. Más importante aún, cualquier modificación en órbita sería misiones adicionales, probablemente EVA de astronautas en misiones de seguimiento.

Una vez vacío, el tanque también es un objeto (relativamente) liviano para su tamaño (es decir, tiene un coeficiente balístico bajo). Esto haría que volviera a entrar más rápidamente que las cargas útiles típicas, que podrían ser 2/3 de la masa pero (quizás) 1/10 de la sección transversal. Esto requeriría poner el ET en una órbita más alta de lo normal (reduciendo la masa disponible para otra carga útil) o trabajar en un reloj para agregar propulsión de mantenimiento de estación adjunta a la cáscara del ET (antes de la desorbita).

Así que moderaré mi respuesta original y diré que técnicamente este enfoque fue probablemente factible, pero probablemente sea costoso y represente una evolución no trivial para un programa que históricamente luchó por mantener una alta tasa de vuelo, demostrar un buen historial de seguridad u operar asequible.

Cualquier órbita que alcance el transbordador tiene un tiempo de desorbitación de años. Creo que el Hubble, que está más lejos que la ISS, volverá a ingresar alrededor de 2024. Las órbitas más bajas tienen un tiempo de reentrada de solo unos pocos días.
Espero volver y hacer el cálculo que sugieres. Por ahora, sin embargo, quiero señalar que no entiendo cómo la adición de 150 m / sa un tanque de 35 toneladas reemplaza una carga útil de 20 toneladas (¡y más!) Que se eleva a una velocidad de 7,900 m / s. Algo claramente parece estar fuera de lugar en eso. Obviamente, no es simplemente (masa) x (deltaV). Estoy repasando los detalles con cuidado con la esperanza de concretar el problema.
@AlanSE Parecía apagado porque estaba totalmente equivocado. Gracias por el comentario. Hubo varios errores. Una fue reservar el doble de la masa de carga útil en el quemado en el cálculo que había hecho pero no mostrado.
+1. Buena respuesta. Un problema adicional: ¿dónde colocará el propulsor OMS adicional? Además, 1,514 kg parece bajo ya que todo el módulo OMS lleva casi 9,000 kg, y eso es necesario para una misión nominal, y está agregando alrededor de un 50% más de masa. Supongo que tendré que sacar la calculadora ...
Traté de aludir a eso arriba. Probablemente tendría que poner tanques en la bahía de carga útil del Orbiter y modificar el sistema de propulsión para conectarlos, lo que sería un gran dolor. Habría todo tipo de pequeños detalles allí, desde la carga de propulsante CONOPS hasta problemas térmicos, hasta modificar la aviónica para controlar válvulas adicionales y recopilar telemetría adicional.
Ah, lo siento, veo dónde mencionaste la necesidad de más tanque.
@AdamWuerl Eliminar la carga útil y reemplazarla con propulsor es un buen caso como argumento académico. Como puede ver aquí, redujo el problema a una sola ecuación (correcta). Sin embargo, para una propuesta real, parece infinitamente más plausible reducir aún más la masa de carga útil y mantener la masa de propulsor total idéntica a la carga diseñada del transbordador espacial. Sus opciones son reemplazar 1,5 toneladas de carga útil con propulsor o simplemente eliminar 5 toneladas de carga útil por completo. A partir de las ecuaciones, estas son opciones válidas, pero no creo que nadie se tome en serio estas nuevas rutas de flujo de propelente.
@AlanSE Totalmente de acuerdo en que una opción más factible sería simplemente eliminar la masa de carga útil por completo y obtener el beneficio de no tener que levantarlo todo para ponerlo en órbita. Una razón por la que no hice el cálculo de esa manera es que necesitaría muchos más datos para hacer el cálculo, y tampoco aborda el problema de que un tanque no sea tan útil.
¿Por qué peso estándar? Esto habría sido más útil en la era de la EEI, cuando volaban los tanques Al-Li a 26,5 t.
Esto no tiene en cuenta el uso de SSMEs más eficientes y el propulsor sobrante en el ET para completar la inserción y circularización de la órbita. Podría imaginarme poniendo aún más carga útil en órbita sujetándome al ET.
@PearsonArtPhoto: "En el peor de los casos, el Hubble volverá a estrellarse contra la Tierra en 2028, y la mayoría de los modelos sugieren que no se produciría un reingreso incontrolado hasta mediados de la década de 2030" - https://www.space.com/29206-how -will-hubble-space-telescope-die.html
@AlanSE: Si estoy modificando un tanque para que sea útil en órbita, con mucho gusto también lo modificaré para que contenga 1,5 toneladas más.
#2
+6
gunsandrockets
2014-01-05 03:58:17 UTC
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AlenSE, Erik tiene el corazón de la respuesta.

En pocas palabras, en el momento de la separación del Tanque Externo del Transbordador, el ET tiene una velocidad orbital completa junto con el resto del Transbordador. Pero debido a que el ET no es parte del Transbordador cuando el Transbordador circulariza su órbita con un quemado OMS, la órbita del ET se cruza con la superficie de la Tierra en el punto del Océano Índico.

Si un Shuttle completamente cargado intentó circularizar su órbita con el ET todavía conectado, el OMS tendría que gastar aproximadamente un 35% más de propulsor para la combustión de lo normal. Por otra parte, no sé si el OMS tiene ese tipo de exceso de capacidad, aunque creo que sí. Pero en el peor de los casos, espero que si la carga útil en la bahía del Shuttle se expulsa a la órbita después de la quema de circularización, el OMS tendría la capacidad total necesaria.

Entonces, la respuesta corta es, creo que una El transbordador cargado podría haber llevado al ET hasta LEO, siempre que la misión de la carga útil requiriera que se dejara atrás en órbita.

El punto de impacto ET solo estaría en el Océano Índico para una misión de inserción estándar (la última vez que voló en STS-38 en noviembre de 1990); una misión de inserción directa (volada por primera vez en STS-41C en abril de 1984, y utilizada para la mayoría de las misiones después de esa fecha, y _todas_ las misiones desde STS-35 en adelante, ya que permitía una carga útil más pesada y / o una órbita más alta) incorporó una -duración SSME quema, aumentando la velocidad del vehículo en MECO (y, por lo tanto, su velocidad en la separación ET) y empujando el punto de impacto ET hacia el Pacífico central-oriental.
#3
+5
AlanSE
2013-07-18 20:01:23 UTC
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Tenemos la ecuación del cohete en dos segmentos.

  • v_e = 4,440 m / s
  • v2 = 150 m / s
  • v1 = 7,900 m / s - 150 m / s = 7,750 m / s
  • Masa del orbitador en sí = m_o = 68,585 kg
  • Carga útil (dentro del orbitador) = m_p = 24,400 kg
  • tanque externo = m_t = 35,000 kg

Me referiré a 4 valores de masa diferentes.

  • mL - la masa en el lanzamiento
  • m2 - la masa justo antes de MECO
  • m2 '- la masa inmediatamente después de MECO (si hay una separación)
  • m3 - la masa que llega a la órbita

La esencia del problema es que tenemos un caso de referencia donde la masa cae por la masa del tanque externo en la separación, y luego queremos averiguar cuánto tenemos que disminuir la carga útil peso para poder alcanzar la órbita con el tanque externo, lo que significa que m2 = m2 '. Pero primero, necesitamos completar todos los valores para el caso de referencia.

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

La masa después de la separación se puede encontrar a partir de la ecuación del cohete. Agregue la masa del tanque externo para encontrar la masa justo antes de la separación.

  • 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

Aplica la ecuación del cohete una vez más para encontrar la masa en el despegue.

  • mL = (131,180 kg) * exp (7,750 / 4,440) = 751,496 kg

El peso real en la plataforma de lanzamiento es de 2 millones de kg. Sin embargo, solo necesito algo para aplicar de manera consistente en este momento entre los dos casos. Este grado de error era bastante predecible, ya que utilicé una velocidad de combustible que es demasiado alta y no tenía en cuenta otros materiales estructurales.

-------- final del caso de referencia ---- -----

Volviendo a la premisa, ponemos al ET en órbita sacrificando el peso de la carga útil. Eso cambiará el peso del transbordador espacial en la plataforma de lanzamiento, y ahí radica la dificultad. Para este problema, sin embargo, podemos aplicar una ecuación de cohete de una sola etapa a la velocidad orbital completa porque en nuestro modelo falso no hay ninguna separación.

Introduciré nuevas variables preparadas. Considérelos definidos por las siguientes ecuaciones.

  • mL = mL '+ m_p = 727 096.026 kg + m_p
  • m3 = m3' + m_t + m_p = 68 585 kg + m_t + m_p

equation

  • m_p = (727,096.026 - (68585 + 35000) * exp (7900/4440)) / exp ( 7900/4440) = 19,120 kg

La masa de la carga útil se redujo en 5280,5 kg según mis cálculos. Eso suena razonable: perdemos 5 toneladas de carga útil para empujar 35 toneladas de material de tanque hasta el último tramo del camino a la órbita.

Ahora, con respecto a la otra respuesta :

Para ser un poco más precisos, la suma de la masa de quemado del orbitador y la ET, el impulso específico de OMS y el ΔV requerido se pueden conectar a la ecuación del cohete para resolver cuánto exceso La masa de carga útil está disponible. La respuesta es un número negativo.

Creo que me di cuenta de lo que sucedió aquí. Creo que es esto:

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 kilogramos

Este cálculo y número proviene de aplicar la ecuación del cohete a la etapa final, después del MECO. El problema con ese cálculo es que está reduciendo el peso de la carga útil, pero no tenga en cuenta el hecho de que tendrá más combustible en (lo que era antes) MECO porque redujo la carga útil. Básicamente, esta es una aplicación de un segmento de la ecuación del cohete y no obtiene la respuesta correcta. Debido a la naturaleza de la bestia, debe considerar dos segmentos de aplicación.

#4
+3
Erik
2013-07-18 06:28:24 UTC
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No estoy seguro de poder darle una cantidad específica de proplente, pero puedo darle una respuesta al reverso del sobre. Quizás alguien pueda agregar detalles de los documentos del programa Shuttle.

El tanque externo (ET) salió poco después del corte del motor principal (MECO). Después de eso, el Shuttle realizó una o más quemaduras de OMS dependiendo de cuándo se realizó el lanzamiento en el historial del Programa. Estas quemaduras elevaron el perigeo de la órbita y circularon la órbita. Las cápsulas OMS tenían aproximadamente 300 m / s delta-V disponibles solo para el Orbiter. Haciendo una estimación aproximada de que la mitad (?) De esto (150 m / s) se usó para la inserción orbital y la mitad se usó para la quemadura de desorbita, necesitaría proporcionar 150 m / s adicionales de delta-V al ET para póngalo en la órbita baja del transbordador.

Tenga en cuenta que un ET a esta altitud volvería a entrar rápidamente debido a la pequeña pero significativa resistencia atmosférica. Por lo tanto, tendría que agregar un delta-V adicional para elevar aún más la órbita o planear reiniciar el tanque cada 90-180 días como lo hace la ISS.

Tampoco olvide la ecuación del cohete. Además de proporcionar el delta-V adicional al ET, debe proporcionar delta-V adicional para el combustible que utiliza para proporcionar este delta-V adicional y así sucesivamente, y ...

¿Supongo que este punto MECO es donde el tanque normalmente se separa y se deja caer? ¿Estás diciendo que al punto le quedaban 300 + 150 m / s antes de llegar a la órbita?
En MECO, el apogeo de la trayectoria era correcto y el Orbitador se dirigía cuesta arriba hacia él. Sin embargo, el perigeo todavía estaba demasiado bajo y tuvo que elevarse. Las quemaduras de OMS hicieron esto. El número y tipo de quemaduras de OMS cambiaron durante el programa, por lo que algunas misiones tendrán una quema de OMS-1 y otras tendrán una quemadura de OMS-1 y OMS-2, etc. Se denominaron inserciones directas y estándar. Estoy bastante seguro de que la quemadura única se llamó directa.
#5
+2
Shevek23
2017-04-23 08:00:19 UTC
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Muchas de las cifras que se ofrecen aquí para masas de varios componentes parecen incorrectas, y definitivamente hay un error tipográfico en el Isp dado para los motores Orbiter OMS: en realidad son 316 segundos, no 361.

Creo que el Orbiter en realidad tenía más masa que las cifras dadas aquí, y la ET generalmente mucho menos: 116-120 toneladas para Orbiter en la plataforma, 30 a 26 toneladas para un tanque seco, que contiene 725 toneladas de oxígeno y hidrógeno en el lanzamiento, unido a dos SRB, cada uno con una masa de 88 toneladas vacías con 500 toneladas de propulsor cada una agregada hasta 2050 en la plataforma.

Aquí hay un enlace al sitio de Norbert Brügge:

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

Da una carga OMS constante máxima de 21,65 toneladas, lo que implica que la carga variaría de una misión a otra. Los pesos de despegue, excluyendo las cargas útiles, varían para varias generaciones de Orbiter y vuelo, pero están cerca de 100 toneladas, entre 94.4 y 105.5, creo que la masa incluye el propulsor OMS y varía en gran medida por esa razón. Las cargas útiles dadas plantean algunos interrogantes serios en algunos casos, pero tenga en cuenta cómo la última década de uso del Shuttle redujo las cargas por debajo de las 15 toneladas, porque presumiblemente eran en su mayoría misiones a la ISS, que es significativamente más alta en órbita que las inferiores que lo harían. maximizar la carga útil: también la ISS tiene una inclinación de 51,64 grados, lo que dificulta su acceso desde Cañaveral. Cuanto más nuevo era el modelo Orbiter, más liviano era, por lo que solo Endeavour, Atlantis y quizás Discovery podrían usarse de manera útil para las misiones de la ISS: Columbia se usaría para misiones alternativas a menor altitud hasta que se perdiera.

Dado que la discusión aquí es poner un ET en órbita, supongo que deberíamos mirar los estándares para misiones tardías a ISS. Como alternativa al uso de un ET como elemento estructural de la estación espacial, es posible que queramos orbitar uno para repostar gradualmente para una misión pesada en el espacio profundo, pero con nada mejor que un transbordador o quizás un lanzador pesado Titan V capaz de quizás 30 toneladas a LEO. ¡No estaríamos rellenando un tanque tan rápido! Además, sus propulsores tenderían a evaporarse, especialmente el hidrógeno, por lo que necesitaríamos un tonelaje adicional para volver a licuar el hidrógeno (usando hidrógeno frío, volver a condensar el oxígeno es muy fácil); todo apunta a operaciones de altitud de la estación espacial.

Mirando las últimas dos columnas del segundo conjunto de tablas de "diseño" de Brügge, tenemos cargas útiles de poco menos de 15 toneladas, todas con masas de lanzamiento casi exactamente 2050 toneladas (estas son muy consistentes en toda la gama de lanzamientos de STS de 1981 a 2011), Endeavour con una masa de 101,5 menos la carga útil (por lo tanto, 116,5 en total), ET seca 27 toneladas, 726 toneladas de combustible en él, y los SRB acumularon 1178,2 toneladas en total. Creo que podemos atribuir una discrepancia de 3,3 toneladas al combustible adicional en el suministro de OMS del Endeavour, lo que hace que tenga una masa de casi 120 toneladas en la pila.

Si, según el trabajo realizado por otros anteriores, una órbita MECO estándar no alcanza una órbita objetivo circularizada en 150 m / seg, y en este caso la órbita objetivo es ISS, a una altitud de 405 km, entonces la velocidad orbital circular es 7670 m / seg. Restar 150 m / seg reduciría el eje principal de 13566 km a 13060 o 506 km, lo que significa que el perigeo estaría a unos 99 km por debajo del nivel del mar. No sé si el Endeavour se lanzó alguna vez directamente a una órbita elíptica MECO de este tipo y realizó una sola combustión OMS para lograr 150 m / seg delta V, requiriendo alrededor del 4.7 por ciento de la masa a bordo, o 5.67 toneladas. Alternativamente, por supuesto, podría colocarse en una órbita mucho más baja inicialmente, por medio de una órbita MECO que no alcance, por ejemplo, una órbita de estacionamiento de altitud nominal de 200 km, luego primero circular allí con una combustión de 150 m / seg de este mismo tipo, espere a la fase de su órbita inferior más rápida para alinearse con el medio período de una órbita de transferencia hasta 405 para que llegue cerca de la ISS antes de hacer una segunda grabación para acercarla a la sincronización, seguida, por supuesto, de maniobras de aproximación lentas y cuidadosas. Sospecho que esto último sucedió, y también es una suposición conservadora que sucedió. Pero la diferencia de energía entre una órbita con un perigeo de -100 km y un apogeo de 200 km, y una con un apogeo de 405 km, no es tremenda, un poco menos de 975 KJ / kg, que en la superficie de la Tierra la gravedad sería la diferencia de potencial para tan solo menos de 100 km de altitud. En comparación con la velocidad de la órbita MECO inferior en el apogeo, ¡solo se necesitaría agregar 13 m / seg a eso para exceder la energía necesaria para el apogeo más alto! (Esa no es la forma de hacerlo, por supuesto).

Sin embargo, la suposición conservadora es que el Endeavour primero sube a una órbita de estacionamiento de 200 km, se circulariza allí y luego asciende en un momento calculado a la altitud de la órbita de 405 km y se circulariza allí. Esto permite tiempos de lanzamiento flexibles y una fase de aproximación a la ubicación real de la estación espacial más adelante.

Agregue una tonelada de propulsor más para gastarlo en un muelle seguro en la estación establecida, pero tenga en cuenta que en la primera misión esto no es necesario, ¡ya que donde el barco se detiene es la ubicación de la ISS! Suponiendo 150 m / seg como se da para la primera circularización, que requiere 5 2/3 toneladas de hélice, para entrar en una órbita de transferencia de 200-405 km se requiere delta-V de 59,525 m / seg, y luego circular en 405 requiere otra 5907, o 118.595 en total. Se requieren más de tres quemaduras, luego poco menos de 270 m / seg, y estas tres se aplican a la misma masa inicial, aquí aparentemente 120 toneladas, para una quema de propulsor total de 10 toneladas. Tenga en cuenta que esto es cerca de la mitad de lo que permite el tanque máximo instalado. Para volver a la Tierra desde allí, calculo que un frenado de 120 m / seg es suficiente. Tenga en cuenta también que esto siempre debe aplicarse a una masa descendente (después de la combustión) inferior a IIRC 105 toneladas, ya que está limitada por el área de elevación y las temperaturas máximas del TPS, y el límite superior de retorno se aplica a todos los modelos del Orbiter, aunque los más ligeros posteriores pueden hacer más de esa carga útil de masa descendente. Por lo tanto, solo se necesitan un poco más de 4 toneladas, y 5 permite un factor de seguridad generoso para esa quema. Sospecho que las misiones a la EEI involucraron una carga máxima de propulsión OMS, 21 2/3 toneladas, mientras que vemos que 15 es todo lo que se necesita para la misión nominal, lo que implica que 7 toneladas son un factor de seguridad, en este caso casi más del 44 por ciento. Esto da la masa del Endeavour, sin carga útil y sin combustible OMS pero cargado con suministros para una misión nominal, como 83,35 toneladas, y un delta V total teórico de 1130 m / seg, u 880 sin tocar la reserva OMS de 7 toneladas, la reserva eleva así el delta V total en un 28,4 por ciento.

Ahora bien, ¿cuál es el costo de intentar llevar el tanque a la órbita de la ISS mediante esta serie de tres etapas de quemaduras de ascenso, con 12 toneladas de reserva para descenso nominal más 7 toneladas para contingencias de emergencia? No podemos, si nos negamos a tocar cualquiera de esas 7 toneladas porque, por supuesto, calculé la reserva sobre la base de la misión nominal. Sin embargo, usamos menos de 10 para la fase de ascenso, y un tanque avanzado seco de 26 toneladas eleva la masa nominal previa a la combustión del Orbiter de 120 toneladas, antes de las tres fases de combustión de ascenso, en un 21,7 por ciento. Por lo tanto, podemos robar menos de 2,2 toneladas de hélice OMS de la reserva, menos del 30 por ciento, ¡y poner el tanque en órbita! Las misiones futuras que también traigan otro tanque costarán más, porque será necesario agregar algunas maniobras más para llegar a un muelle suave.

Además, dada una carga nominal de combustible de 725 toneladas en el tanque en el lanzamiento, si quitamos algo de masa de la carga de combustión SSME, podemos ahorrar algo de masa de combustible sin quemar. Vamos a querer cargar las dos secciones del tanque con aire más tarde, y el 80 por ciento de eso es nitrógeno. El volumen del tanque (ignorando el tanque intermedio que separa el LOX del LH) contiene esas 725 toneladas, y a un poco más del 36 por ciento de la densidad del agua en promedio, cuando el aire es 1/800 de la densidad del agua, una carga de el aire a 1 atmósfera nominal sería una masa de unas 2,5 toneladas, por lo que 500 kilogramos son oxígeno. Si queremos ahorrar media tonelada de oxígeno o 1/1243 de la carga total de oxígeno en el tanque, recortaríamos esa proporción de masa total para quemar OMS, o 118 kg, de la carga útil, y deduciríamos la media tonelada como bien. Cuando se vaporice por completo, la media tonelada de oxígeno se expandiría, pero creo que su presión estaría bien en una atmósfera completa en el tanque de oxígeno.

De lo contrario, no necesitamos escatimar en la masa de carga útil nominal, dado que no podemos compensar nada para restaurar la reserva de combustible de OMS de 7 toneladas; podríamos, pero también implicaría modificaciones de plomería como masa de tanques en la bahía de carga útil. Eliminar la carga útil por completo no reduciría la masa total a la nominal, por lo que tendríamos que aprovechar la reserva en cualquier caso.

La carga útil se reduce a 14 toneladas. Para el primer ensamblaje de la ISS basada en ET, supongo que toda la carga útil debe consistir en masas de equipamiento inicial, que podrían comprender un solo módulo destinado a ser conectado al tanque para proporcionar un ancla estructural y un puerto de acoplamiento para una misión futura. Se ha señalado que la ET es un objeto "esponjoso" de bajo coeficiente balístico, su órbita decaerá más rápidamente que un objeto más denso como, por ejemplo, Skylab. Pero creo que ISS completamente ensamblado también se arrastra de la misma manera, por lo que no será peor. Aún así, una de las principales prioridades es permitir que el tanque permanezca en órbita, y también necesita control de orientación. Por lo tanto, creo que el primer módulo sería una combinación de módulo de propulsión y muelle de acceso, y gran parte de su masa sería propulsora para mantener la órbita.

Echando un vistazo a la línea de tiempo histórica real de la ISS, el comienzo fue Zarya, un módulo de 19 y un tercio de toneladas al que Endeavour adjuntó el módulo Unity de casi 12 toneladas. Si el lanzamiento del tanque es la segunda etapa del ensamblaje alternativo de la ISS, el Endeavour podría primero acoplar un módulo Unity expandido (por ejemplo, llevar propulsor suplementario para Zarya) al comienzo ruso, y luego, acoplado a Unity y usando su Canadarm, colocar el tanque en un puerto especializado frente al extremo Zarya de Unity. Parte de la masa de carga se dedicaría a estructuras como bridas especialmente construidas en el tanque, por lo que quizás no podamos llevar combustible adicional para Zarya en esta misión después de todo. Sin embargo, una vez acoplado, las misiones de Shuttle posteriores pueden llevar módulos para acoplar a los 4 puertos radiales de Unity, o temporalmente como módulos de carga para descargarlos en el tanque. Entre la misión en órbita del tanque y la próxima visita de una nave espacial a la ISS, las rejillas de ventilación del tanque de hidrógeno se abrirían para permitir que el hidrógeno residual hierva en el espacio, mientras que el LOX residual se evapora para llenar el tanque de oxígeno como gas. Entonces sería posible, quizás por control remoto antes de la próxima misión, cerrar el respiradero de hidrógeno, abrir una nueva válvula especial incorporada en el tanque entre los dos tanques para llenar el tanque de hidrógeno con oxígeno. Solo 2 toneladas de una carga útil nominal de 15 toneladas de la próxima misión del transbordador (o quizás 2 de las 20 toneladas de masa de otro módulo equivalente a Zarya también lanzado en un Protón) serían nitrógeno para formar el resto del aire. Una vez completado eso (con una pequeña masa de agua y trazas de CO2 añadidas también) los dos segmentos del tanque se vuelven habitables y la tripulación puede trasladarse a ellos con 12 o 18 toneladas más de infraestructura y equipo operativo para equiparlo.

Todo esto demuestra que el Transbordador, tal como estaba, de hecho podría suministrar tanques a destinos orbitales a un costo muy bajo de sumergirse en las reservas de combustible existentes. Surgirían formas más eficientes de usar los tanques si hubiéramos seguido adelante y hubiéramos desarrollado "Shuttle-C", una serie de propuestas de vehículos derivados de Shuttle que tenían en común el uso del equipo estándar provisto para los lanzamientos de Orbiter, incluido el tanque, SRB y un nuevo módulo destinado a recuperar las SSMEs de la órbita. Ahora nunca he podido obtener detalles sobre la naturaleza del módulo del motor, pero me sorprendería si un módulo de 3 motores tuviera una masa de hasta 60 toneladas en total; más probablemente en el rango de 35-45, creo. (De hecho, tengo mis propias ideas en esta línea para un sistema de transporte espacial de próxima generación que desarrollaría módulos separados de 15 toneladas o menos para cada motor, diseños de Orbiter reducidos, no tripulados, que permitirían un sistema de lanzamiento nacional muy flexible utilizando varios números de motores y varios tamaños de SRB. Pero para mantenerlo simple, las propuestas de Shuttle-C eran además de usar Orbiter como el único vehículo tripulado; los diseños de Shuttle-C se lanzarían todos sin tripulación, y algunos de ellos propusieron usar SSMEs en una lanzamiento, presumiblemente antiguos cerca del final de su vida útil). Como los lanzadores no tripulados Shuttle-C, los diseños deberían haber sido al menos algo más baratos de lanzar que un Orbiter, e incluso si el módulo de recuperación del motor tuviera una masa de hasta 60 toneladas, la mitad de la masa del Orbiter, las otras 60 toneladas son 3 veces las 20 toneladas nominales. Carga útil del orbitador: 4 veces la carga útil de la ISS.

Con un sistema de este tipo en la mano, y creo que claramente podría estar operativo mucho antes del 2000, una sola misión del Shuttle C, con un módulo de carga de forma permanente acoplado al tanque e incluyendo un motor OMS, podría entregar a la órbita un tanque preinstalado para el llenado de aire, 5 toneladas de aire líquido almacenado (2 llenos del tanque) y 50 toneladas más de otros suministros y equipos.

Calculo que un encendido de 9 segundos de un solo motor STS OMS una vez al mes sería suficiente para verificar la descomposición orbital, asumiendo fuerzas similares a las de la ISS existente. Eso consumiría menos de 80 kg de propelente cada vez, por menos de una tonelada al año. ¡Claramente la reserva de propulsor no tiene por qué ser enorme!

Buscando cifras reales, ISS consume actualmente 7,5 toneladas al año; aun así, una reserva de 10 toneladas incluida en el lanzamiento original es sólo el 20 por ciento del tonelaje misceláneo disponible. Con 40 toneladas restantes más allá de eso, este lanzamiento único sería el equivalente tanto de Zarya como de Unity con 10 toneladas más (otro Unity, casi) sobrante. Dado que Zarya es el módulo de propulsión de la estación existente, claramente podríamos obtener más utilidad que estos dos lanzamientos, además del uso del tanque en sí.

Un Orbiter, que llega después del lanzamiento del Shuttle C o se posiciona previamente en el destino anterior, coordinado con un lanzamiento de Soyuz, podría proporcionar una fuerza laboral internacional de 10 tripulantes para hacer el acoplamiento inicial de un Zarya modificado enfocado en proporcionar energía sin propulsión al módulo de carga del Shuttle C, que imagino que tendría varios puertos de acoplamiento de estilo Unity incorporados, uno con un adaptador (movible a medida que la estación crece) para Soyuz. Que esta tripulación pueda terminar de inflar los tanques con aire depende de la rapidez con la que el hidrógeno se expulsa al vacío de ese tanque. Creo que podrían equiparlo hasta el punto de que sea inmediatamente habitable para las próximas tripulaciones. Con 120 toneladas, sería casi el 30 por ciento de la masa de la estación actual. 3 lanzamientos de Shuttle-C más entregando 3 tanques más, acompañados de 3 visitas más de Orbiter cada una con 15 toneladas de carga superarían el montaje actual en 15 toneladas. El volumen de tripulación, por supuesto, sería gigantesco, tanto que probablemente no quisiéramos hacer más misiones de entrega de tanques, pero aun así, 6 visitas de Orbiter se redondearían a la misma masa que nuestra estación actual, presumiblemente una mezcla de carga para la instalación interior. y nuevos módulos y armaduras y conjuntos de paneles solares y así sucesivamente.

Entonces es una propuesta práctica; con Shuttle C se habría logrado muy rápidamente con pocos lanzamientos. Si queremos desarrollar el hábitat giratorio de 10 tanques propuesto (un octágono de 8 tanques de punta a punta unidos a un par a lo largo del eje, de punta a punta) es una cuestión de financiamiento, no de capacidad de lanzamiento. Una alternativa así, por supuesto, requeriría órdenes de magnitud más de personas en el espacio para que valga la pena, y como se ofrece, me parece incompleto: no veo cómo los transbordadores o cualquier otra nave se acoplarían a él una vez que se active, uno o ambos Los tanques axiales tendrían que conectarse a un módulo de giro que requiera energía y probablemente masa de reacción, conectados en el otro extremo a una estación de microgravedad en la que los barcos podrían atracar, que también sería el lugar para colocar paneles solares y radiadores, supongo. Sospecho que una estación así requeriría una reducción de los costos de lanzamiento en un orden de magnitud, para ser financiable a distancia, teniendo en cuenta la necesidad de rotar a cientos de tripulantes cada año, y suministros vitales junto con ellos. Creo que desarrollar Shuttle-C señalaría el camino hacia importantes reducciones de costos por kilogramo, quizás en un factor de 5, pero no de 10.



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