¿Cuánto combustible se necesitaría para enviar un satélite de 300 g al espacio usando Rockoon?

¿Cuánto combustible se necesitaría para enviar un satélite de 300 g al espacio usando un rockoon que puede viajar a una altura de 32 km y luego enviar el satélite a una inclinación de 28, Apogeo: 350 km, Perigeo: 280 km, usando un APCP? ¿propulsor?

Proporcione el cálculo exacto si es posible para que pueda seguirlo.

No creo que la altitud "rockoon" de 32 km importe en absoluto en comparación con el lanzamiento desde el suelo. El concepto más elaborado con dirigible al espacio que conozco es el de JPaerospace jpaerospace.com/atohandout.pdf
Supongo que la densidad del aire, por lo tanto, la resistencia se reduciría drásticamente, por lo tanto, el requisito de combustible, si estoy en lo correcto.
La densidad del aire no es importante, los cohetes convencionales se mueven lentamente a través de la atmósfera inferior de todos modos. El lanzamiento se trata de velocidad, no de altura. Tienes que moverte a unos 7.700 metros por segundo, o 28.000 kilómetros por hora (100 veces la velocidad de un coche de carreras de F1), para no volver a caer a la Tierra. Un globo hace muy poco para mejorar eso, solo crea un entorno problemático para el lanzamiento de cohetes. Pero, de nuevo, ese concepto de dirigible al espacio de JPaerospace parece tener un punto.
Es más como el plan de Jpaerospace, planeamos usar Rockoon , lo que haría sería llevar el cohete a 32Km de altura y lanzar un pequeño cohete al espacio. bueno ese es el plan
Los @LocalFluff Rockets se mueven lentamente a través de la atmósfera inferior porque hay una cantidad increíble de resistencia atmosférica. Elevar la altitud de lanzamiento puede marcar una gran diferencia en el costo del combustible. ¿Por qué crees que los cohetes se lanzan hacia arriba y solo giran hacia la horizontal a cierta altura?
Podría comenzar con una transferencia de Hohmann desde la altura de lanzamiento del globo hasta el apogeo, suponiendo que no haya resistencia atmosférica, y luego una quema que aumente el perigeo en el apogeo. Esto le daría un límite inferior. Hacer algo más preciso requeriría ejecutar algunas simulaciones de elevación para determinar las pérdidas por arrastre.
De hecho, creo que lo más complicado de esto es la puesta en escena. Un cohete de combustible sólido tendría un isp mucho más bajo que los cohetes orbitales normales, lo que haría que una sola etapa fuera casi completamente inviable. Las estructuras de los cohetes pesarán más de 300 g, lo que hace que el problema no tenga sentido, incluso si es factible. Pero si lo pone en escena, está entrando en un espacio de diseño mucho más grande.

Respuestas (1)

Randall Munroe en su libro What If lo dice bien:

La razón por la que es difícil llegar a la órbita no es que el espacio esté muy arriba.
Es difícil llegar a la órbita porque hay que ir rápido .

Siendo 32 km más alto no ahorra mucho en absoluto. Levantar una masa de 32 kilómetros a 302 km usos 270 , 000 ⋅ 9.8 ≈ 2650 kjulios/kg.
Levantar una masa desde el nivel del mar hasta 302 km utiliza sobre 3 , 000 kjulios/kg.
acelerando a 7.73 km/seg velocidad orbital dada aquí usos 1 2 ( 7730000 ) 2 ≈ 3 ⋅ 10 10 kjulios/kg, más 10 , 000 veces mas

Comparar energía potencial y cinética es un modelo incompleto. Hay un gasto adicional de pérdida de gravedad durante el ascenso vertical. El ascenso consume más energía que la diferencia de energía potencial entre altitudes.
Se debe considerar la resistencia a la gravedad y la resistencia atmosférica.
@Erik: son importantes en cálculos detallados, pero no son importantes a nivel de concepto. El hecho es que 32 km de altitud bruta (sin ganancia de velocidad) no valen tanto en el camino a la órbita. Ha habido lanzamientos lanzados desde un avión, como Pegasus, donde la velocidad del aire es bastante valiosa.
La densidad atmosférica a 32 km es básicamente nada ( en.wikipedia.org/wiki/US_Standard_Atmosphere#mediaviewer/… ), por lo que marcaría una gran diferencia en el diseño de un vehículo. Por un lado, probablemente no tendría que preocuparse por diseñar un balde de empuje para reducir el Q máximo. La cantidad de tiempo que pasaría luchando contra el arrastre de la gravedad también sería mucho menor, por lo que probablemente podría instalar un sistema de propulsión de menor relación empuje/peso. . Estas no son pequeñas ventajas. Por supuesto, equipar un globo con cualquier tamaño de carga útil razonable es problemático.
Todos estos son efectos de segundo orden. Como conozco, un cubo de empuje, es para proteger la plataforma de lanzamiento de los efectos del lanzamiento, aunque una búsqueda en Google se concentra en los motores a reacción. La gravedad es (casi) la misma a 32 km que al nivel del mar; compare el radio de la Tierra de 6371 km con 6403 km, ¿a quién le importa? Estas son pequeñas ventajas. Un globo es un gran desafío de diseño adicional y un lanzamiento desde la altura no ayuda mucho.
El balde de empuje STS no fue en absoluto para proteger la plataforma de lanzamiento. "Entonces, poco después de T cero, poco después del despegue, aceleramos los motores principales hasta alrededor del 64 % de la potencia nominal para mantener esa presión dinámica en el vehículo al mínimo. Si no aceleráramos, las cargas en el El tanque externo y los propulsores de cohetes sólidos y el orbitador estarían demasiado altos porque estaríamos volando más rápido a través de este régimen en la atmósfera llamado presión dinámica máxima". tinyurl.com/asz5avd
@RossMillikan La nave espacial necesita ascender unos 100 km antes de que se queme horizontalmente. La gravedad es de 9,8 metros/seg^2. Cada 102 segundos de ascenso vertical cuesta 102 segundos * 9,8 m/s^2 de pérdida de gravedad. Eso es 1 km/s. El tiempo para un ascenso vertical de 68 km sería sustancialmente menor que el tiempo empleado para un ascenso vertical de 100 km. Especialmente si no tuvo que acelerar para evitar una Q máxima excesiva.
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