¿Cómo se estima la "carga útil a LEO" para un lanzador?

• ¿Cómo se calcula la carga útil a LEO?

En estos días, ejecutan simulaciones en todo. La carga útil a LEO es una evaluación analítica de la carga útil utilizando suposiciones en el peor de los casos, o algún umbral de simulación. Básicamente, el cohete está diseñado para cumplir con un umbral LEO mínimo, utilizando una órbita nominal. Estos valores se desglosan en lo que cada pieza del cohete debe lograr para cumplir con dichos requisitos. Luego, una vez que todo está diseñado, vuelven a probar usando los límites reales tal como se encontraron.

Algunas de las cosas que pueden variar, por ejemplo, son la temperatura del combustible del cohete, el flujo exacto de combustible de cada tipo en el cohete (lo que da como resultado diferentes empujes e ISP), viento, clima, otros tipos de eficiencia parcial, etc. Todo esto junto le dará un caso peor a LEO, que es lo que anuncian.

• ¿Qué barras de error se deben poner en tales estimaciones?

Las barras de error ya están asumidas en la misa divulgada públicamente a LEO. Si uno quisiera lanzar un artículo ligeramente por encima del máximo, la empresa teóricamente podría hacer un estudio para ver la probabilidad de que haya un problema. Si era probable que hubiera un problema, podían informar al cliente y actuar en consecuencia.

Cabe señalar que la incertidumbre en el rendimiento parcial disminuirá con el tiempo, lo que generalmente demostrará que el cohete tiene un mejor rendimiento de lo que se pensó al principio (a menos que el cohete realmente no fuera nominal)

• ¿Sería la carga útil más pesada o promedio lanzada realmente mejores medidas, y tales estadísticas están fácilmente disponibles para el público?

Realmente no. La carga útil más pesada será, en casi todas las condiciones, inferior a la masa máxima LEO. Las estadísticas generalmente no están disponibles.

Solo para darte una idea, cada cohete que he visto lanzar hace algo así después del lanzamiento. En este caso, las dos líneas representan los dos SRB en el lanzamiento de un transbordador espacial . Los que he visto comparan el rendimiento esperado, máximo/mínimo, con el rendimiento real, para ver si hay desviaciones importantes del rendimiento esperado y tener una idea de en qué dirección del ideal se inclina el rendimiento.

Lo siento, pero este comentario es bastante largo.

Con respecto a las preguntas sobre la carga útil LEO del Saturno V...

Consulte esta fuente: http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=12519.20

El vehículo de lanzamiento Saturn V se actualizó a lo largo de su vida útil. Se mejoraron sus motores y se tomaron numerosas medidas para reducir el peso del cohete. Por lo tanto, cuando llegó el Apolo 17, el Saturno era una máquina bastante mejorada. El enlace de arriba detalla que su peso de lanzamiento LEO fue de 140,893 kg. Algunas fuentes indican un valor inferior o superior a este, pero este estaba a la mano cuando escribí esto.

Entonces, sí, el Saturn V fue capaz de entregar más de 140 t a LEO, pero debemos recordar que esto fue después de algunas mejoras. Los Saturn V finales estaban bombeando muy cerca de 7,9 millones de libras de empuje, que también es mucho más de lo que se suele citar (7,5 millones). Creo que las misiones iniciales de aterrizaje lunar involucraron masas LEO de alrededor de 133 t, con Saturnos menos poderosos.

Además, debemos describir qué constituye la carga útil de LEO. La cifra de 140.893 kg incluye la tercera etapa S-IVB parcialmente alimentada del Saturno V. Sin embargo, las etapas superiores generalmente se excluyen de las masas de carga útil de la misión orbital terrestre. Entonces, ¿por qué está incluido en la carga útil de LEO...

¡Porque la misión del Apolo 17 era ir a la luna!

Aquí es donde la definición de carga útil LEO citada del Saturn V difiere de otros vehículos de lanzamiento. En el caso de las misiones de aterrizaje lunar, LEO no es el final de la línea; se necesita algo para llevar el hardware de Apollo a TLI. Este es el propósito del S-IVB. Al alcanzar su órbita de estacionamiento terrestre baja, la tercera etapa todavía está alimentada y no es solo una masa inerte. Todavía constituye una carga útil utilizable, ya que se usa para ir a la luna.

Otro asunto importante a considerar es la altura y la inclinación de la órbita terrestre de estacionamiento. Las primeras misiones lunares Apolo entraron en LEO a unos 185 km a unos 28,5 grados. Pero en misiones posteriores del 'Apolo J', se enviaron masas más altas a LEO en parte porque orbitaban a una altitud más baja. Los Apolo 15, 16 y 17 estacionados a unos 167 km con una inclinación similar, lo que significa que quedaría más combustible en la etapa superior del S-IVB para la quema del TLI.

Ahora para los otros valores (127t y 118t respectivamente)

127t es la masa de carga LEO dada para el Saturn C-5… ¡Toma nota!

¡El Saturno C-5 no es el Saturno V!

El Saturn C-5 fue el diseño inicial de Von Braun, desarrollado mientras los planificadores de la misión Apolo aún estaban decidiendo un método básico para llegar a la luna. Cuando se seleccionó 'Lunar Orbit Rendezvous' como el camino a seguir, el combo CSM y LM de Apollo se desarrolló con mayor detalle. Sin embargo, el peso de la carga útil aumentó y, finalmente, se descubrió que el Saturn C-5 original era demasiado débil para entregarlo a TLI. Por lo tanto, el C-5 se mejoró y se convirtió en el Saturno V. La primera etapa se mantuvo casi idéntica, pero la segunda etapa se alargó alrededor de 3,5 m para aumentar el propulsor. Además, se aumentó el diámetro de la tercera etapa, nuevamente para contener más combustible.

El Saturn C-5 pudo entregar hasta 127 t (incluida la tercera etapa) a un LEO de 185 km y alrededor de 41 t a TLI. Los Saturn V posteriores pudieron entregar más de 140 t a un LEO de 167 km y casi 50 t a TLI.

118t (y 120t) está en debate, hasta donde yo sé. Algunos dicen que es la carga útil LEO utilizable teórica del vehículo de tres etapas Saturno V si la tercera etapa no está incluida y se agota al alcanzar la órbita terrestre (Apolo pesaba hasta 48,6 t en total, dejando combustible sobrante para TLI, mientras que 118t de carga útil no). Esto se explora en el enlace en la parte superior de este comentario.

Sin embargo, me he preguntado si esta podría ser la carga útil LEO máxima de 185 km de un vehículo de dos etapas Saturn V a LEO, similar al enfoque que habría ocurrido con Saturn MLV-V-1 sin TLI y Saturn MLV- Se lanza el V-3 (mira estas variantes, son geniales). Tal cohete fue designado Saturn INT-21 y nunca fue lanzado, aunque el Skylab Saturn V era esencialmente solo eso. Sí, el lanzador Skylab no entregó tanta carga utilizable a su órbita, pero se lanzó a 434 km y más de 50 grados de inclinación, lo que requiere más rendimiento que 185 km a 28,5 grados. Para esta órbita, el INT-21 se calculó en 255.000 libras, o 115,7 t... Bastante cerca, y eso se estudió incluso antes de los primeros Saturn V y, como tal, no incluía motores mejorados de último modelo ni ahorro de peso.

En resumen, cosas para recordar:

• Piensa en lo que requiere la misión. Las misiones que van más allá de LEO aún pueden incluir la masa de la etapa superior y su combustible para sus masas LEO citadas. Las misiones que solo van a LEO no pueden hacerlo si la etapa superior está agotada, porque ya no hay uso para el tanque de combustible vacío y los motores.

• Considere la altitud y la inclinación de la órbita de la carga útil. Las órbitas más altas requieren más energía para lograrlas y, como tal, se entregará menos masa para un cohete determinado. Además, las inclinaciones más altas consumen más energía para una altitud determinada.

• Piense en los desarrollos y mejoras realizados en el modelo de cohete. Un cohete que ha estado en servicio durante mucho tiempo generalmente será más capaz más adelante en su vida útil que sus variantes iniciales.

Para los márgenes de error, no puedo decir mucho sobre ese tema. Sin embargo, creo que se recomienda no cargar un cohete hasta el límite designado. Los márgenes de seguridad están incluidos y, como tal, un cohete debe lanzarse con un poco más de combustible del absolutamente necesario, en caso de que algo no salga según lo planeado. Esto permitiría que el vehículo alcance la órbita incluso en el caso de, digamos, una falla de un solo motor en una etapa superior de varios motores (tal vez, algo así como el Apolo 6).

Para los historiadores, diría que la carga útil promedio para una variante de vehículo de lanzamiento durante su vida útil sería un conocimiento útil. Sin embargo, diría que cualquiera que sea la clasificación de carga útil LEO actual para un cohete, es el valor más importante. Suponiendo que el vehículo se haya mejorado durante su vida útil (probable), generalmente será más capaz que sus iteraciones anteriores. Pero esa es solo mi opinión.

Si ha leído todo esto, gracias por tomarse el tiempo para hacerlo. Cualquier comentario es bienvenido. Si nota algo incorrecto en la información enumerada, hágamelo saber.

Lo siento por el 'ensayo'

Alastair.

La fracción de carga útil de un lanzador,$\lambda$suele estar dada por,$\lambda = \frac{m_{d}}{m_{p} + m_{s}}$

dónde$m_{d}$es la masa de la carga útil,$m_{p}$es la masa propulsora y$m_{s}$es la masa estructural del lanzador.

En general, las fracciones de carga útil de los lanzadores son muy pequeñas, menos de 1$\%$más o menos.

En cuanto a los lanzamientos espaciales, cada uno es único a todos los efectos y es difícil compararlos. Por esta razón, es mejor comparar el$\mathit{actual}$ $\mathit{average}$carga útil sobre las misiones en lugar de valores teóricos.

Esto se debe a que los lanzadores se mejoran en cada vuelo y otras condiciones también son diferentes.

El documento en la pregunta sobre Saturno V indica que el empuje nominal de las tres etapas aumentó durante los lanzamientos. Además, la carga útil de 140 toneladas es la$\mathit{maximum}$conseguido en los lanzamientos.

Por lo tanto, es mejor tomar solo los valores reales de la misión para cualquier comparación.