El artículo (largo) de Business Insider El mayor rival de SpaceX tiene un plan "genial" para reducir los costos de lanzamiento de cohetes en más del 70% contiene las declaraciones del CEO de ULA, Tory Bruno:
Vulcan debería levantar 40 toneladas (casi tres autobuses escolares) a la órbita terrestre baja. Eso es menos que el Falcon Heavy de SpaceX, que puede levantar más de 70 toneladas, casi cinco autobuses escolares, por una cuarta parte del precio. Pero Bruno dijo que existen grandes diferencias entre los dos sistemas que harán que Vulcan sea competitivo.
La diferencia clave es la etapa superior del cohete. Falcon Heavy actualmente utiliza un queroseno RP-1 apto para cohetes como combustible, pero puede congelarse en el espacio después de unas pocas horas. La etapa superior de Vulcan utilizará oxígeno e hidrógeno criogénicos, que son más resistentes a las duras temperaturas del espacio.
LH2 y LOX tienen aproximadamente la misma densidad molar, pero la estequiometría requiere el doble de moles de LH2. Si los tanques están de extremo a extremo, significaría que el tanque LH2 intercepta casi el doble de exposición geométrica al medio ambiente que el tanque LOX. Sin embargo, la entalpía de vaporización de LH2 en base molar es solo una cuarta parte de la de LOX (ver LH2 y LOX ).
Además, a 1 atmósfera, por ejemplo, LH2 hierve alrededor de 20 K mientras que LOX hierve alrededor de 90 K. Eso significa que sin refrigeración activa, la carga de calor tendría que ser del orden de veces menor si se usara LH2 (suponiendo radiación pasiva para el enfriamiento), lo que sería un verdadero desafío a la luz del sol.
Hay dos tres partes en esta pregunta. Si tengo que dividirlos, lo haré, pero es posible que una respuesta pueda abordar ambos al mismo tiempo.
Vaca esférica ilustrada por una reunión de 1996 de la Asociación Astronómica Estadounidense, en referencia al modelado astronómico. De aquí : "La imagen fue creada por Ingrid Kallick para la portada del programa de la reunión anual de 1996 de la Asociación Astronómica Estadounidense. Se creó una versión anterior para el Centro Nacional de Aplicaciones de Supercomputación. El artista autorizó su uso a la Universidad de Wisconsin. Departamento de Astronomía. El STScI utilizó posteriormente la imagen. http://www.ikallick.com "
La temperatura de equilibrio ocurre cuando la potencia promedio de entrada es igual a la potencia promedio de salida , o . El promedio debe hacerse sobre variaciones a corto plazo en la actitud con respecto al Sol y tener en cuenta los eclipses para la mayoría de las órbitas cerca de la Tierra, la Luna u otro planeta.
dónde es el albedo de la luz visible, es la emisividad infrarroja (ambos deberían ser promedios ponderados en los rangos de longitud de onda apropiados; los comentarios de @Tristan y @Puffin explican esto mejor que sus respuestas asociadas), es la constante de Stefan-Boltzmann (alrededor de 5.67E-08 W m^-2 K^-4), y yo es la intensidad de la luz solar, y para 1AU es la constante solar y alrededor de 1360 W/m^2. Resolviendo para la temperatura de equilibrio promedio de dicha vaca da:
Para un albedo de luz visible promedio de 0,95 y una emisividad infrarroja promedio de 0,95. esto resulta ser alrededor de 130 Kelvin a 1 UA, y alrededor de 110 Kelvin cerca de Marte, y debido a la raíz cuarta, esto varía solo lentamente con cualquiera de los parámetros. Parece que el espacio es mucho más amigable con el LOX que con el LH2, y solo serían necesarias medidas moderadas de protección solar para que el LOX hierva por debajo de la presión de 1 atmósfera, como simplemente tener la segunda etapa de frente al Sol, porque las vacas no son en realidad esféricas.
Pero, ¿qué pasa con el RP-1?
Si el albedo de un "compartimento LOX" hipotético fuera 0,1 en lugar de 0,95 (si fuera 18 veces más absorbente de luz solar), la temperatura aumentaría en una cuarta raíz de 18, o aproximadamente en un factor de dos (ver mi pensamiento reflexivo (y innecesariamente votado en contra) tutorial sobre el uso de leyes de potencia en física ). ¡Eso pondría al RP-1 cerca de un templado 273 K o 0C, " subenfriado " y listo para funcionar! Esto puede ser confirmado por la gráfica de la temperatura de equilibrio de la temperatura de un cuerpo negro esférico alrededor de cada uno de los planetas (ignorando los eclipses y el albedo planetario) que se encuentra en esta respuesta .
El escenario ACES está diseñado para una vida útil de semanas, no de años.
El diseño de ACES está optimizado teniendo en cuenta las aplicaciones criogénicas de larga duración. Se incorporan una serie de características de gestión térmica pasiva en el escenario a nivel del sistema. El diseño de la geometría del tanque minimiza el área de superficie expuesta. El equipo cálido está aislado en un estante separado con control térmico, y los sistemas de FIV brindan un entorno térmico estable independientemente de la orientación del vehículo. Esto es fundamental para las aplicaciones de depósito. Las rutas de enfriamiento de vapor, donde se usa hidrógeno ventilado para interceptar las rutas de calor de alta carga restantes, están integradas en la estructura del tanque.
La instalación de almacenamiento a largo plazo puede ser un desarrollo separado de ULA llamado CPS de larga duración donde están considerando el almacenamiento de Dewar.
Etapa de salida de la Tierra
- Etapa de retorno a Marte o NEO
- Módulo de aterrizaje lunar
- Depósito de propulsor
- Duración de la misión de la etapa de retornoMisión de varios años con evaporación muy baja
– 1 año: 0,027 %/día
– 2 años: 0,014 %/día
– 3 años: 0,009 %/día
– 4 años: 0,007 %/díaEl abastecimiento de combustible en órbita permite:
– Estructura/aislamiento para no ser impulsado por el entorno de lanzamiento
– Rutas de fuga de calor estructural reducidas
– Fracción de masa muy alta (>0,90)
uwe
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Mármol Orgánico
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HopDavid
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russell borogove
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russell borogove