¿Cómo calculo la energía característica de un cohete a una órbita de halo casi rectilínea donde el Deep Space Gateway orbitará la Luna?

¿Cómo calculo la energía característica de un cohete a una órbita de halo casi rectilínea (NRHO) donde el LOP-G o el Deep Space Gateway estarán orbitando la Luna? O si alguien ya tiene un número, se lo agradecería!!

Estoy tratando de encontrar las cargas útiles que diferentes cohetes pueden llevar al NRHO. Ya tengo los diagramas de masa C3 vs payload para los cohetes que quiero. Solo necesito la cantidad exacta de C3 requerida para llegar allí. Sé que será negativo, ya que no estamos saliendo de la Tierra SOI. Gracias por cualquier ayuda. Se agradecen las fuentes.

También puede estar interesado en leer las respuestas a ¿ Por qué se propone una órbita de halo casi rectilínea para LOP-G (anteriormente conocido como Deep Space Gateway?), así como ¿Qué es una órbita de halo casi rectilínea? para algunas excelentes referencias y discusión. ¡Creo que encontrará que las transferencias de LEO a las órbitas del halo lunar es un tema realmente interesante!
¡@rghome no olvide que la "M" en "la Luna" está en mayúscula!
@uhoh listo! (además de otros cambios de casos).

Respuestas (1)

Leyendo las preguntas, respuestas y referencias vinculadas (gracias @uhoh), particularmente R. Whitley y R. Martinez, 2015, Options for Staging Orbits in Cis-Lunar Space y esta figura:costo de transferencia NRO

Me lleva a creer que llegar a un NRHO es muy parecido a una transferencia lunar 'estilo Apolo' (es decir, en un plano, órbita de transferencia tipo Hohmann). La única diferencia radica en apuntar el sobrevuelo lunar sobre uno de los polos para desplazar la nave espacial fuera del plano Tierra-Luna ( de ahí el término 'halo') y la quema de 'captura' en el NRHO está ralentizando la nave espacial (desde su trayectoria de escape lunar). Esto elimina una gran cantidad de travesuras dinámicas de 3 cuerpos del problema.

Una forma buena y rápida de calcular el C3 requerido es pretender que su cohete está realizando una transferencia Hohmann a la distancia orbital (promedio) de la Luna, 384400 km. Desde una órbita terrestre baja de estacionamiento de 250 km:

C 3 = − GRAMO METRO a , a = 6378 k metro + 250 k metro + 384400 k metro 2 = 195514 k metro
C 3 = − 2.0 k metro 2 s 2

Recuerdo a un profesor (cuya investigación de posgrado fue el diseño de módulos de aterrizaje lunares) que dijo un valor C3 de − 1 k metro 2 s 2 se utiliza comúnmente en los primeros análisis.

Esta página web archivada de Apollo By the Numbers (vinculada desde TLI Wikipedia ) tiene los datos de Apollo C3 (convertidos a unidades agradables):

Misión C3 ( k metro 2 s 2 )
Apolo 8 -1.5
Apolo 10 -1.3
Apolo 11 -1.4
Apolo 12 -1.8
Apolo 13 -1.4
Apolo 14 -1.7
Apolo 15 -1.5
Apolo 16 -1.6
Apolo 17 -1.7

No sé de dónde obtuvo la información de rendimiento, pero espero que sea el sitio web de rendimiento del vehículo de lanzamiento del programa de servicios de lanzamiento de la NASA y la guía del planificador de la misión SLS . Nota al margen, ¡ New Glenn y Vulcan ahora están en el sitio web de rendimiento de NLSP!

Genial, así es como entrarán en órbita.
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