¿Cómo difiere la fuerza G en el lanzamiento entre naves espaciales en lo que respecta a la eficiencia entre vuelos espaciales tripulados y no tripulados? ¿Menos tiempo en la atmósfera equivale a un ahorro de combustible para un lanzamiento interplanetario? ¿Podría la persona común o el piloto experimentado soportar con seguridad más de 3G si el tiempo de combustión también es menor?
Históricamente, los propulsores Atlas y Titan utilizados en el programa Mercury y Gemini sometieron a los astronautas a hasta 8 g en ascenso durante períodos breves. Dado que los astronautas no necesitaban hacer mucho durante el ascenso, esto no fue un gran problema; si se atenuaran o incluso se apagaran momentáneamente, el amplificador continuaría encendido sin darse cuenta. Estos eran pilotos de prueba experimentados y pilotos de combate acostumbrados a funcionar a través de maniobras de alta g, pero creo que cualquier civil razonablemente saludable podría sobrevivir a un par de apagones breves a 7g u 8g.
Los propulsores posteriores diseñados específicamente para vuelos tripulados intercambiaron una pequeña cantidad de capacidad delta-v para la comodidad de la tripulación; Saturno-Apolo alcanzó un máximo de 4 g y el transbordador de 3 g.
El vehículo de lanzamiento Titan II Gemini gastó alrededor de 8950 m/s de delta-v para alcanzar la órbita; el Saturno V gastó alrededor de 9200 m/s, por lo que la caída de picos de 8 g a picos de 4 g incurrió en una penalización de eficiencia de ∆v ligeramente inferior al 3 %.
Debido a la no linealidad de la ecuación del cohete , la diferencia en la masa de combustible es inferior al 3 % (y depende en gran medida del diseño particular del lanzador). Para un lanzador de dos etapas a la órbita, en igualdad de condiciones, la masa de combustible necesaria para un ascenso máximo de 8 g es probablemente aproximadamente un 1% más que la necesaria para un ascenso máximo de 4 g.
russell borogove
Muza
russell borogove