¿Cuál sería la configuración y el rendimiento de Saturn V con todas las etapas RP-1/LOX?

Si mantenemos constantes las masas cargadas de las tres etapas del Saturno V , pero cambiamos a tanques, motores y propulsores de queroseno para las etapas superiores, obtenemos un cohete que puede enviar quizás 55 toneladas a LEO y 9 toneladas translunar, no suficiente para una misión de aterrizaje tripulada, pero ciertamente suficiente para un sobrevuelo y posiblemente una misión de órbita lunar tripulada. Dos lanzamientos y un encuentro en órbita terrestre posiblemente podrían obtener una misión básica de módulo de aterrizaje Soyuz/LK, y tres lanzamientos y EOR probablemente podrían llevar a cabo una misión Apolo CSM/LM.

La primera etapa sigue siendo un S-IC de 5 motores , 2148 toneladas de propulsor, 132 toneladas en seco.

La segunda etapa sería 447 t de propulsor, 34 t seco, 1 motor F-1 .

La tercera etapa sería de 106 t de propulsor, 9 t de seco, 1 motor H-1 .

Para el vuelo translunar, el H-1 de tercera etapa tendría que modificarse para proporcionar la capacidad de reinicio; ardería una vez para entrar en LEO y luego otra vez para TLI, como el J-2 en la tercera etapa de Saturno V.

La masa total de la plataforma de lanzamiento sería de 2885 toneladas para la misión translunar, 2931 toneladas para 60 t a LEO.

Las etapas superiores serían mucho más compactas que en el Saturno V, como notas. La segunda etapa sería aproximadamente del tamaño de la tercera etapa de Saturn V, de hecho, por lo que la pila podría parecerse a la configuración propuesta de Saturn INT-20 .

(Toneladas modificadas para reflejar fracciones de masa del tanque de combustible más conservadoras).

Probablemente no hubiera sido práctico hacer un lanzamiento único de tres etapas LOR Saturno / Apolo todo con queroseno; la ventaja de impulso específico de los motores J-2 es demasiado grande.

De acuerdo con las estimaciones de mi hoja de cálculo, un cohete de queroseno de cuatro etapas 3 veces el tamaño de Saturno V podría hacerlo.

La etapa translunar, S-IV-K, tiene 138 toneladas de propulsor, 12 toneladas secas, 47 toneladas de carga útil (Apollo CSM y LM). 1x motor H-1 (como se usa en el Saturn 1B).

Tercera etapa, S-III-K, propelente 465, 35t seco, motor 1x F-1 .

Segunda etapa, S-II-K, propulsor de 1674 t, seco de 126 t, motores 3x F-1.

Primera etapa, SIK, 6392 t de propulsor, 408 t en seco, 16 motores F-1.

La masa total de lanzamiento de la misión de este "Saturno XVI" sería de 9297 toneladas.

Las primeras 3 etapas producen ~9600 m/s de delta-v, llevando a la bestia a una órbita circular de 185 km. La cuarta etapa produce ~3400 m/s para enviar la nave espacial a la luna.

La masa podría reducirse sustancialmente con motores más optimizados; tanto el F-1 como el H-1 fueron diseñados como motores de primera etapa. Las extensiones de tobera más grandes, particularmente en las etapas 3 y 4, mejorarían el impulso específico, sin requerir diseños de motor completamente nuevos. Con un "H-1V" que produce 320 ISP y un "F-1V" que produce 337, la masa total de lanzamiento podría reducirse a 6820 toneladas más o menos, con "solo" 12 motores en la primera etapa.

Mis dos respuestas son, obviamente, meras estimaciones aproximadas de viabilidad al estilo Kerbal.

(Toneladas modificadas para reflejar fracciones de masa del tanque de combustible más conservadoras).

Otro enfoque más para la respuesta es observar el cohete soviético N-1, que evolucionó de hecho para intentar una versión soviética de la estrategia Lunar Orbit Rendezvous lograda por Apolo. Los soviéticos al carecer de un motor de hidrógeno bien desarrollado, todo era kerlox.

Su enfoque tomó varias medidas para aligerar en gran medida la nave espacial involucrada, una versión de Soyuz y un módulo de aterrizaje llamado LK que se basó en un "choque" de queroseno-oxígeno para bajar el LK de la velocidad orbital a medio kilómetro más o menos sobre el lugar de aterrizaje. -y más importante que perder altitud, quitó la mayor parte de la velocidad orbital. Por lo tanto, el LK en sí era una etapa única a diferencia del LM estadounidense, básicamente un análogo más pequeño del módulo de ascenso LM con combustible adicional para el descenso final, el vuelo estacionario y el aterrizaje. (También tenía un motor de respaldo completo en caso de que fallara su motor principal, del mismo empuje pero sin capacidad de aceleración, para abortar o como motor de ascenso de respaldo). El LK solo podía manejar un cosmonauta, para una estadía mucho más breve en la superficie lunar,

Usando motores de queroseno-oxígeno bombeados más eficientes que los hipergólicos alimentados a presión estadounidenses, el enfoque soviético requería una pila más liviana para ser lanzada a la Luna, pero aún así debido a la menor eficiencia del queroseno en comparación con el hidrógeno, la cuarta etapa que serviría para enviar esa pila al encuentro de la luna tenía que ser mayor en proporción. Contando el bloque "D" de queroseno-oxígeno como una quinta etapa, el intento de realizar la misión lunar con un solo lanzamiento fue muy marginal a pesar de que el cohete de cinco etapas superó al Saturno V por un margen considerable. Para tratar de aligerarlo lo suficiente como para permitir la misión, tomaron todo tipo de dudosos recursos para ahorrar peso, como eliminar la mayor parte de la telemetría. No se esperaba que la primera versión de N-1 impulsara más de 45 toneladas a la órbita terrestre baja. Entre agregar motores, elevando un poco las dimensiones, y estos expedientes de reducción de peso y maximización de propulsores, fue poner 95 toneladas en LEO en la versión Lunar que se probó varias veces. Cada intento condujo al fracaso, y si hubieran tenido éxito en obtener una pila lunar tripulada en la cuarta etapa, para inyectarla en la Luna, me temo que el corte de la esquina habría significado un desastre tarde o temprano, probablemente más temprano.

Si hubieran optado por una estrategia de dos lanzamientos y hubieran hecho menos esfuerzos heroicos para maximizar la carga útil y hacerlo un poco más robusto, creo que podrían haber logrado un alunizaje con margen de sobra; de hecho, los modos de escape/supervivencia permitieron a la tripulación. regresar a pesar de las fallas importantes podría haber sido muy superior al Apolo con un plan de dos lanzamientos. Una línea de tiempo de Historia alternativa que disfruté mucho fue escrita hace varios años sobre esta premisa.

Pero observar el enorme tamaño, los numerosos motores y las muchas etapas del N-1 construido, en comparación con un tonelaje mucho más exiguo para la órbita lunar baja, ilustra la gran ventaja que los estadounidenses disfrutaron al desarrollar etapas superiores de hidrógeno. Con queroseno solo, habría sido posible lograr mayores eficiencias que las que logró nuestro programa con esa combinación de combustible: los motores de queroseno bombeados soviéticos en su programa N-1/LK fueron notablemente más eficientes que los mejores motores de queroseno estadounidenses, aunque ninguno estuvo cerca de igualar el poderoso empuje del motor F-1 de EE. UU.

Pero aun así, con motores de queroseno ISP notablemente superiores, los soviéticos o los estadounidenses que renunciaron al desarrollo de motores de hidrógeno, habrían tenido que lanzar un tonelaje mucho mayor desde las plataformas de lanzamiento para lograr resultados comparables en términos de un alunizaje. Si el objetivo fuera simplemente construir estaciones espaciales o similares, la compensación es mucho más razonable.

Pero, de nuevo, una desventaja que tienen los cohetes que queman hidrógeno es la dificultad de almacenar el hidrógeno durante mucho tiempo. En el espacio, no es tan difícil mantener el LOX líquido y almacenado durante mucho tiempo, pero el hidrógeno se evapora (¡o los tanques explotan!). Centaur ha demostrado que uno puede retener suficiente combustible después de varios días para que valga la pena, por lo que, en principio, el La pila de Apolo podría haber sido frenada a la inserción en la órbita lunar baja por tal etapa con algunos ahorros en peso, pero el diseño se congeló a principios de los años sesenta usando nada más que motores hipergólicos alimentados a presión después de TLI, y TLI se iniciaría solo unas horas después de alcanzar la órbita de estacionamiento.

Por lo tanto, el inconveniente de la ebullición del hidrógeno no es un problema si uno está usando el hidrógeno para poner algo en la órbita terrestre baja o planea usarlo poco después. Por lo tanto, para argumentar que ker-lox sería mejor que usar etapas superiores de hidrógeno, habría que observar de cerca las penalizaciones estructurales de masa fija que impone el almacenamiento de hidrógeno. Pero con un buen diseño estos no son terribles; mire el tanque de combustible STS, que pesaba 36 toneladas en seco pero contenía algo así como 750 toneladas de oxígeno e hidrógeno. O bien, la tercera etapa S-IV del Saturn V (también la segunda etapa del Saturn 1B) que pesaba aproximadamente 9 toneladas en seco, incluido el motor, pero contenía 120 o más toneladas de propulsor; estas son fracciones de peso seco muy por debajo de 1 /10, mientras que pocas etapas ker-lox o hipergólicas realmente utilizadas fueron dramáticamente más bajas que eso.

Otra desventaja del uso de hidrógeno es que la relación entre el empuje y el peso del motor también es inferior a lo que se puede lograr con una inversión de tecnología de punta similar con propulsores menos energéticos pero de combustión más fría y más densos. El Shuttle SSME tenía una buena relación empuje/peso en comparación con los motores de queroseno o hipergólicos de primera generación, pero esto se logró mediante métodos heroicos y costosos de desarrollar, construir y mantener que involucraban presiones y temperaturas extremadamente altas. La compensación entre eficiencia y empuje es inherente a la física básica; para obtener un escape más rápido se opera a temperaturas más altas; para obtener un empuje decente contra la presión atmosférica a nivel del mar, se usa alta presión; una mezcla de propulsor de menor energía por kilogramo se quema más fría y compensa un mayor flujo de masa por menor potencia para el mismo empuje. Si el empuje es el objetivo,

La conclusión es que el impulso inicial desde la plataforma de lanzamiento, el trabajo de una primera etapa, es una tarea que se logra mediante el uso de un empuje masivo, y los beneficios del uso de hidrógeno son más marginales allí, mientras que las ventajas de las mezclas de combustible menos ambiciosas son más simples. pero los motores más fuertes son mejores, especialmente teniendo en cuenta un almacenamiento más fácil. Viceversa, una vez levantado del suelo, fuera de la atmósfera inferior e impulsado a velocidades modestas que ganan tiempo para que funcionen los motores basados ​​en hidrógeno más débiles pero más eficientes, a empujes mucho más bajos se puede lograr la órbita con masas generales más bajas en la etapa superior y menos etapas. . Así, el diseño del Saturno V fue una buena sinergia. Tenga en cuenta que la primera etapa es mucho más masiva que cualquier etapa superior: Saturno V tuvo aproximadamente un factor de salto de 5 entre la tercera y la segunda etapa, pero la primera etapa era algo entre 3 y 4 veces la masa de toda la pila superior, de dos etapas y una pila Lunar de 45 toneladas juntas. Para mover esta enorme masa total se requerían motores que crearan un tremendo empuje; incluso si se cumpliera el gran desafío de fabricar motores de hidrógeno que pudieran producir ese empuje, los inconvenientes de almacenar grandes cantidades de hidrógeno frente a volúmenes compactos de queroseno habrían compensado gran parte de la ventaja que se obtendría con velocidades de escape más rápidas y de mayor eficiencia. Ellos economizaron en estos donde más contaba, en la primera etapa. Una pila mixta, a pesar de los problemas de administrar varios tipos de propulsores en lugar de solo dos, era la mejor opción. Para mover esta enorme masa total se requerían motores que crearan un tremendo empuje; incluso si se cumpliera el gran desafío de fabricar motores de hidrógeno que pudieran producir ese empuje, los inconvenientes de almacenar grandes cantidades de hidrógeno frente a volúmenes compactos de queroseno habrían compensado gran parte de la ventaja que se obtendría con velocidades de escape más rápidas y de mayor eficiencia. Ellos economizaron en estos donde más contaba, en la primera etapa. Una pila mixta, a pesar de los problemas de administrar varios tipos de propulsores en lugar de solo dos, era la mejor opción. Para mover esta enorme masa total se requerían motores que crearan un tremendo empuje; incluso si se cumpliera el gran desafío de fabricar motores de hidrógeno que pudieran producir ese empuje, los inconvenientes de almacenar grandes cantidades de hidrógeno frente a volúmenes compactos de queroseno habrían compensado gran parte de la ventaja que se obtendría con velocidades de escape más rápidas y de mayor eficiencia. Ellos economizaron en estos donde más contaba, en la primera etapa. Una pila mixta, a pesar de los problemas de administrar varios tipos de propulsores en lugar de solo dos, era la mejor opción. Ellos economizaron en estos donde más contaba, en la primera etapa. Una pila mixta, a pesar de los problemas de administrar varios tipos de propulsores en lugar de solo dos, era la mejor opción. Ellos economizaron en estos donde más contaba, en la primera etapa. Una pila mixta, a pesar de los problemas de administrar varios tipos de propulsores en lugar de solo dos, era la mejor opción.