¿Cuál habría sido la carga útil LEO máxima absoluta de un Saturno V de dos etapas?

Leí sobre la misión Skylab 1 en la que se utilizó SA-513 para poner en órbita el Skylab OWS. Una fuente ( http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=12519.20 ) dio algunas masas de carga útil:

  • Masa total a LEO = 147.531 kg
  • Masa OWS = 88.474 kg
  • S-II masa seca = 36.697 kg
  • S-II/OWS entre etapas = 3453 kg
  • Cubierta de carga útil = 11.630 kg

Los más de 7000 kg adicionales son propulsor S-II redisual, y también la interetapa S-IC/S-II que no se separó después de ser dañada por los escombros del OWS.

Excluyendo el S-II y sus aproximadamente 3 t de propulsor, pero incluyendo los 4,1 t S-IC/S-II entre etapas, el potencial de carga útil útil estaba entre 107 t y 108 t.

Esta carga útil se entregó a 50 grados de inclinación a 434 km de altitud. Entonces, ¿qué podría haber arrojado a 185 km y 28,5 grados? Los estudios (desde 1965, creo) sobre el muy similar concepto Saturn INT-21 dan a ese lanzador una carga útil máxima de 115,7 t (sin incluir el S-II) a 185 km y 34,5 grados. La fecha de esos estudios significa que es posible que esto no tenga en cuenta los ahorros de peso del último modelo y las mejoras del motor realizadas en el SA-513, que se instaló en 1973. ¿Podría haber levantado más de 115,7 t?

Algunas otras fuentes le dan al Skylab OWS una masa de 75,000 kg o incluso alrededor de 77 t. No estoy seguro de qué figuras son las mejores.

Además, ¿qué tan alto era el combo Skylab/Saturn V de todos modos? He encontrado 333,7 pies, 341,0 pies y 343,8 pies, pero no puedo verificar ninguno de ellos.

No quiero dar esto como respuesta porque no soy un profesional, pero he estado trabajando en una herramienta de simulación de lanzamiento, y en ella puedo poner en órbita una carga útil inerte de 127000 kg en una última especificación de Apolo. , de dos etapas, Saturno V. La órbita final es de 181 km x 221 km a 28,5º (todavía estoy ajustando mi guía de inserción orbital). Los motores F-1 de primera etapa producen 6878 kN cada uno, aproximadamente igual a los del Apolo 15. No puedo garantizar la precisión de mi sim, pero cuando se configura correctamente, da resultados similares a los del sim Saturn V de Braeunig, que a su vez rastrea al Apolo 11 real. números bien.
¡Hola, Russell! Bueno, eso parece mostrar una mejora definitiva en la capacidad de los últimos Saturns. La cifra de 127.000 kg que ha logrado no incluye la etapa S-II gastada, ¿verdad? Solo por curiosidad, ¿cuál era la masa del escenario y su propulsor residual? No hay problema si no grabaste eso. Revisé la simulación del Apolo 11 de Braeunig y realmente me gustaría analizar algunos datos yo mismo. ¡Increíble detalle! Simplemente no puedo evitar preguntarme cuáles habrían sido los límites superiores de los Saturn V finales.
Ahora que lo pienso, ¿sería posible para mí enviarte algunos datos para que puedas ejecutarlos a través de tu sim? Si ha estado obteniendo resultados cercanos a los de Braeunig, ¡eso es bastante bueno! Hasta el momento no estoy registrado por completo, pero también podría hacerlo...
Carga útil de 127 t después del agotamiento y la separación de S-II; dado que apuntaba a un periápside de 185 km y no llegué allí, mi sim usó todo el propulsor disponible . La masa seca del S-II es de aproximadamente 40 t, y dado que no estoy modelando la separación de etapas en detalle, la etapa está en la misma órbita que la carga útil si está pensando en una estación de "taller húmedo". Puedes enviarme un correo electrónico a (nombre) @ (apellido) .org si tienes más cosas que quieres que simule.
Aparte: estuve comprobando dos veces para asegurarme de que estaba usando las estadísticas correctas en los motores de la primera etapa, y resulta que los motores F-1 de último modelo utilizados en Apollo 15-17 apenas produjeron más empuje que los primeros. -- los valores nominales cambiaron más que el rendimiento real del cohete. El empuje promedio de los primeros motores (A9-A14) fue de 6720 kN, el promedio de los últimos motores fue de 6745 kN (0,37 % de diferencia). ¡Los motores individuales en un solo lanzador generalmente variaban por más que eso! Al incorporar las estadísticas más precisas del motor, rebajé mi estimación de carga útil para INT-21 de 127 t a 126 t.
@RussellBorogove "Fue genial, y los toves resbaladizos giraron y gimieron en el wabe: todos los mimsy fueron los borogoves, y los mome raths outgrabe". - Me puse un poco entrometido, disculpas. Nunca comparé tu nombre con Jabberwocky hasta ahora. Eres un loro extinto, aparentemente. ¿Piensas hacer algo con tu espacio web actual? Tal vez podría ayudar un poco si lo haces :).
Probablemente no haré mucho con el dominio borogove.org en el futuro previsible por Reasons, y no tengo suficiente enfoque en proyectos relacionados con la web para hacer mucho con mis otros dominios.

Respuestas (1)

La calculadora de Silverbird dice una carga útil de 107 toneladas más la cubierta de carga útil de 11 toneladas, para un total de 118 toneladas a 185 km x 185 km a 28,5 grados.

He estado refinando un programa general de simulación de lanzamiento de cohetes durante los últimos años, modelándolo sobre el trabajo descrito aquí por Robert Braeunig .

Según mi versión actual de la simulación, es posible lanzar 134 000 kg de carga útil (incluida la masa del carenado) a una órbita de 185 km x 200 km con una inclinación de 28,5º en el INT-21 , además del S-II casi gastado. etapa (otras 43 toneladas) que termina en la misma órbita que la carga útil.

La simulación tiene pasos de tiempo a intervalos de 0,01 segundos. Utiliza la integración clásica de Runge-Kutta (RK4). Incorpora un modelo de arrastre que varía el coeficiente de arrastre con el número de Mach y el ángulo de ataque . Incorpora impulso específico variable con la altitud. La lógica de guía utiliza una guía de tangente lineal con limitación de velocidad de cabeceo, que comienza después de un período de despegue vertical fijo.

Mi INT-21 está usando motores F-1 con el rendimiento promedio de los que realmente volaron del Apolo 9 al Apolo 14; los motores utilizados en misiones posteriores eran solo un tercio de un por ciento más potentes. La unidad de instrumentos de Saturno V tendría que ser reemplazada por algo en la segunda etapa, así que agregué 2500 kg allí, un 25 % más que los 6,6 millones de UI.

Hay algunas limitaciones del simulador que podrían estar sesgando ligeramente los resultados. La simulación aún no incorpora la elevación de la carrocería , lo que podría reducir el rendimiento durante los períodos de AoA negativos, pero la mayor parte del ascenso se realiza con un AoA positivo pequeño, por lo que debería ser beneficioso en general. El cálculo del coeficiente de arrastre se basa en un cuerpo de "cohete genérico" y puede ser algo inexacto para el Saturno V. La ecuación de guía termina cuando se alcanza un cierto perigeo y apogeo mínimos, pero no garantiza alcanzar la excentricidad deseada.

No estoy seguro de por qué mis resultados son diferentes a los de Silverbird. Cuando se simula la pila Apolo-Saturno en lugar del INT-21, observo un rendimiento ligeramente mejor que el observado en los vuelos reales de Apolo: alcanzo 185 km x 238 km con más combustible restante en la tercera etapa que en las misiones reales. Mi mejor conjetura es que la diferencia proviene de la trayectoria ligeramente diferente que mi sim vuela en comparación con la realidad. No estoy seguro de si eso significa que estoy excediendo los límites permitidos del ángulo de ataque o si requerir una inserción circular en lugar de la ligera excentricidad que obtengo consumiría el margen. ¡Se requiere más investigación!

¿Cómo se implementa el "impulso específico variable con la altitud"? ¿Usar una velocidad de flujo constante frente a la configuración del acelerador y variar el empuje en función de la altitud?
@OrganicMarble Básicamente. Mis motores están definidos por la tasa de flujo, el nivel del mar Isp y el vacío Isp, y tengo una función para calcular el Isp instantáneo para una altitud determinada, a partir del cual obtengo un empuje instantáneo. Asumo una curva lineal de Isp frente a la presión del aire, que es perfecta para el F-1. Más detalles sobre mi sim aquí .
¿Cuál habría sido la carga útil LEO máxima absoluta de un Saturno V de dos etapas?
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