El intento de SpaceX de crear un cohete de primera etapa reutilizable suena increíble, pero no entiendo cómo lograrán que vuelva a aterrizar en la plataforma de lanzamiento. Suponiendo que la primera etapa se separará con una velocidad de aproximadamente 3 km/s a una distancia de descenso de alrededor de 150 km, esencialmente necesitarán proporcionar más de 3 km/s delta-v retrógrado y de alguna manera cubrir los 150 km de regreso a la almohadilla ¿O estoy siendo estúpido y me estoy perdiendo algo obvio? Hubiera pensado que una almohadilla móvil a base de agua sería ideal, ya que podría ahorrar una tonelada del delta-v requerido, pero no he oído nada sobre tales planes.
Entonces, ¿alguien sabe cómo lo van a hacer? ¿El Falcon 9 v1.1 realmente tiene suficiente combustible para proporcionar suficiente delta-v para volver a la plataforma y reducir la velocidad lo suficiente antes de realizar un aterrizaje controlado?
EDITAR: estoy tratando de crear una simulación aproximada usando algunas ecuaciones diferenciales, pero no puedo encontrar una fuente lo suficientemente confiable para la distancia, la altitud y la velocidad del rango inferior (es decir, componentes x e y o al menos velocidad y ángulo de ruta de vuelo sobre el horizonte) de la primera etapa en MECO y separación. Sé que estos valores serán diferentes según la misión, pero ¿existen estadísticas para, por ejemplo, una misión de reabastecimiento a la ISS?
Han dicho que reservarán alrededor del 15% de la capacidad de combustible de una primera etapa para operaciones de reutilización. En el momento en que necesiten impartir el Delta-V para regresar a la base, estarán vacíos en un 85%.
Por lo tanto, la necesidad de solo 3 motores en lugar de los 9 motores principales para la retropropulsión se quema.
No intentaré hacer los cálculos, pero afirman que lo han hecho y creen que funcionará.
Hubo una discusión que no seguí por completo sobre si se requieren 2 o 3 quemaduras para regresar. Necesitan cancelar la velocidad en la dirección de avance y comenzar a retroceder. Luego, debe controlar la entrada de regreso a la atmósfera de manera que pueda sobrevivir.
Recuerde que se levantan hacia arriba y hacia adelante cuando se produce MECO-1 y separación de etapas. Pueden montar el componente ascendente y enfocarse en el vector de avance para cancelarlo.
Para Falcon Heavy es más complicado, ya que la etapa central central se quema hasta mucho más tarde y es un poco más alta y más rápida en su MECO.
Algunos han especulado que lanzarse desde Texas y recuperarse en Florida podría comprar algún margen en las operaciones de reutilización.
Para el vuelo CRS-5 (fecha programada para diciembre de 2014), Musk ha dicho que usarán una barcaza que se está construyendo en Luisiana (50 mx 70 m) para intentar aterrizar en un principio, hasta que puedan demostrarle a la FAA que pueden controlar el aterrizaje con la suficiente precisión. Musk predice solo un 50% de posibilidades de éxito en el primer intento.
En el vuelo CRS-8, el 8 de abril de 2016, aterrizaron con éxito una primera etapa en la barcaza ASDS "Por supuesto que todavía te amo". Hicieron varios intentos en los que literalmente golpearon la barcaza, demostrando la capacidad de volver a la barcaza y, finalmente, la capacidad de aterrizar. Elon Musk en la conferencia de prensa posterior al lanzamiento sugirió que 1/3 de sus vuelos futuros utilizarían la barcaza para aterrizar. Por lo general, misiones GEO pesadas que necesitaban un rendimiento adicional.
Basado en la afirmación de que se reservó el 15 % del combustible y se usaron tres motores para la fase de aterrizaje... y haciendo un simple tipo de cálculo "al final del sobre"...
**Stock Data**
28.0 T Falcon 9 v1.1 dry mass (est)
5.0 T this author's wing-it for the landing legs on the v1.2
411.0 T Fuel Mass (est)
598.7 TT Full thrust (at MSL) 9 engine cluster
66.5 TT Thrust per engine
170.0 sec Burn Duration
1530.0 e•s engine-seconds burn duration
Esto nos da suficiente para trabajar.
28.0 T Falcon 9 v1.1 dry mass (est)
5.0 T this author's wing-it for the landing legs on the v1.2
61.6 T Fuel Mass (est) at separation
94.6 T est. mass at separation
199.5 TT Thrust on 3 engines at full throttle.
66.5 TT Thrust per engine
46.5 TT Thrust per engine minimum (70%)
76.5 sec Burn Duration 3 engines full throttle
229.5 e•s engine-seconds burn duration
327.9 e•s burn duration engine seconds at 70% throttle (minimum)
Me parece que se separan a los 144 segundos, caen un poco y luego comienzan a volar con un solo motor acelerado. Elon ha dicho que el objetivo es un mínimo de aceleración del 40%, por lo que esperaría que el Merlin 1E bajara aún más, pero todavía tiene ≥1G al aterrizar. con el 1D @ 70%. En la separación, tiene alrededor de 0,6 G por motor. Más que adecuado para cancelar la velocidad de avance y comenzar la secuencia de aterrizaje.
¡El problema es la aceleración, no el empuje adecuado!
El componente horizontal de la velocidad de la primera etapa estará por debajo de Mach 6 o por debajo de los 2000 metros/seg., como indicó anteriormente Elon Musk (en un artículo de la revista Popular Mechanics de 2012) para la recuperación de su primera etapa. Recuerde que SpaceX anunció las pruebas del túnel de viento F9R en NASA-Marshall hasta Mach 5. Recuerde que superar las pérdidas de gravedad es de ~ 1500 metros/seg de la 1.ª etapa delta V, por lo que el total de la 1.ª etapa quema la delta V es ~ 3500 metros/seg = 2000 metros /seg velocidad horizontal + 1.500 metros/seg pérdidas de gravedad.
Ese número del 15% es una reducción de la carga útil orbital en un 15% (o 30%) y probablemente no sea una reserva de combustible masiva del 15% en la primera etapa de más de 60 toneladas de propulsor. Una reserva de propulsor de 32 toneladas es más probable.
Los estudios de refuerzo del RLV de la Fuerza Aérea y Kistler habían estimado que la maniobra de retroceso del cohete hasta la plataforma de lanzamiento, incluido el sangrado de Mach 4 a 7 en velocidad horizontal, requería ~ 3,000 metros / seg delta V (según el estudio de retorno del refuerzo AF RLV citado que establece 11,000 fps - 1,000 fps = 10,000 fps = 3,000 m/s como delta V necesario para regresar a la plataforma de lanzamiento). Esto está más cerca de las 32 toneladas de propulsor reservadas para el delta V de 3000 m/s necesario para que la primera etapa regrese a la plataforma de lanzamiento original.
Elon Musk ya ha dicho que el peso de las patas de aterrizaje del F9R es inferior al del Tesla Model S de 2,1 toneladas y que la fracción de masa de la primera etapa del F9R es inferior al 4 %. Debe suponer 18 toneladas, incluidas las piernas, en peso vacío y ~ 32 toneladas de combustible para que la primera etapa vuelva a la plataforma. Necesitan poder acelerar el Merlin 1D de nuevo al 30% de empuje (es decir, 20 toneladas de empuje) para un aterrizaje suave de un propulsor vacío de 18 toneladas.
La fricción del aire por sí sola puede reducir la velocidad del refuerzo a velocidades subsónicas, pero también puede desgarrar el refuerzo. SpaceX tiene que controlar el reingreso y la posición del vehículo utilizando múltiples disparos más pequeños para que no "caiga" (palabras de Elon Musk) en la atmósfera.
Utilice estos números como sus estimaciones:
Primera etapa alimentada con combustible de 418 toneladas con un peso vacío de 18 toneladas (es decir, 16 toneladas para una fracción de masa del 4 % y 2 toneladas para las nuevas patas de aterrizaje) -- http://www.spaceflight101.com/falcon-9-v11.html ;
Peso de quemado de 50 toneladas de la primera etapa con 32 toneladas de combustible restantes para la maniobra de retroceso del cohete;
peso de 75 toneladas con combustible en la segunda etapa, peso en vacío de 5 toneladas y peso de carga útil de 13 toneladas, para una carga útil total de 88 toneladas + peso de la segunda etapa transportado por la primera etapa; y
peso total del cohete F9R de 506 toneladas para colocar una carga útil de 13 toneladas en LEO y para retroceder en la primera etapa hasta la plataforma de lanzamiento.
También asumo un Isp promedio de 300 segundos en la primera etapa y un Isp de 340 segundos en la segunda etapa.
Las estimaciones anteriores se ajustan a las estimaciones de peso y rendimiento del F9R v1.1 realizadas por este sitio web: http://www.spaceflight101.com/falcon-9-v11.html
Las estimaciones anteriores deberían funcionar en sus cálculos para que el F9R lleve una carga útil de 13 toneladas a LEO y luego la primera etapa del F9R con un delta V de 3000 metros/segundo (obtenido de 32 toneladas de propulsor reservado) para poder realizar un cohete. maniobra de regreso a la plataforma de lanzamiento.
Estimo que serán menos de 3 toneladas de penalización de peso adicional en la segunda etapa del F9R para el propulsor, el escudo térmico, (4) propulsores Super Draco y las patas de aterrizaje necesarias para recuperar y reutilizar la segunda etapa del F9R de manera similar a la recuperación y reutilización de la nave espacial Dragon-2.
Esto significa que un F9R totalmente reutilizable que reutilice tanto su primera como su segunda etapa podría transportar 10 toneladas a LEO y menos de 1 tonelada a GTO.
Te estás perdiendo algo obvio: la fricción del aire.
La velocidad terminal, es decir, la velocidad que tendría el cohete cuando la fricción del aire y la gravedad están en equilibrio, es una pequeña fracción de las velocidades orbitales en unos pocos kilómetros de altitud. Entonces, simplemente al volver a entrar en la atmósfera, matan casi todo su impulso.
Después del reingreso, también pueden usar fuerzas aerodinámicas para ayudar a regresar a la plataforma de lanzamiento, pero no sé si eso será un factor significativo. En cualquier caso, aunque necesitan acelerar el cohete rápidamente durante el lanzamiento, no necesitan (ni quieren) mucha velocidad para volver a la base.
El último aterrizaje en el agua fue a unas seis millas del sitio de lanzamiento. Tan cerca como querían estar. El objetivo es volver al mismo sitio de lanzamiento y hacer que la torre de lanzamiento móvil vaya a buscarla poco después de aterrizar. Esto podría estar a unos cientos de pies del sitio de ensamblaje y lanzamiento. Vi dónde está la vista de aterrizaje planificada en el complejo de California. Pregunté porque me aseguraron que SpaceX aumentó el Falcon 9 de diez a 13 toneladas métricas para poder cumplir con los compromisos, pero usar el sistema de retorno y podría reducir la compra de carga útil hasta ese punto debido a las necesidades de combustible para volar de regreso. a la mira de lanzamiento. Lo habría diseñado para que pudiera aterrizar unos cientos de millas cerca de un aeropuerto importante que pudiera manejar transporte aéreo pesado y usar eso para llevar el escenario de regreso a la vista de lanzamiento. Usaría la torre de lanzamiento con ruedas cansadas como en California en lugar de la primera en Florida sobre rieles. La torre de montaje y lanzamiento puede conducir hasta donde ha aterrizado el propulsor, agarrarlo, bajarlo, conducir de regreso a la torre de ensamblaje horizontal o posiblemente conducir hacia un barco, tren o avión de transporte. En el área de ensamblaje, lo revisarían, conectarían nuevas cargas útiles, posiblemente a veces cambiarían algunos de los motores, harían cualquier otro mantenimiento necesario y lo reutilizarían como un nuevo cohete.
La parte posterior y la parte inferior del amplificador tienen un material de protección contra el calor muy delgado. Los primeros planes requerían que esto suministrara la mayor parte del frenado en el reingreso, pero los planes actuales son usar combustible para hacer la mayor parte de eso, que es una de las razones por las que se necesita un refuerzo más grande y más combustible de retorno. Puede tomar hasta el treinta por ciento de la carga útil como combustible para regresar.
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