Habilidades de la primera etapa de Falcon Heavy

Si hizo un vehículo de 'segunda etapa para orbitar y regresar' capaz de colocarse encima de la primera etapa reutilizable Falcon Heavy , ¿qué tan pesado podría ser y a qué altura y velocidad podría empujarlo la primera etapa en una trayectoria directamente hacia arriba 1 ?

Elon Musk se cita en el artículo vinculado anteriormente:

Falcon 9 fabricará satélites de hasta aproximadamente 3,5 toneladas, con reutilización total de la etapa de impulso, y Falcon Heavy fabricará satélites de hasta 7 toneladas con reutilización total de las tres etapas de impulso...

Eso sugiere que la masa que puede empujar en modo totalmente reutilizable es de '7 toneladas + la masa de la segunda etapa'. ¡Lamentablemente no puedo localizar una masa para la segunda etapa! En cuanto a las cifras de altitud y velocidad en el momento de la separación, no estoy teniendo suerte.

  1. Originalmente buscaba una trayectoria que diera el mayor tiempo posible entre la separación de la primera etapa y la carga útil alcanzando un punto alto antes de volver a caer a la atmósfera (con su resistencia asociada) para permitir que la '2da etapa' tenga suficiente tiempo para alcanzar la órbita. velocidad (suponiendo que tiene una tasa de aceleración relativamente baja). Pero estoy pensando que esas cifras simplemente no están disponibles. Así que... aceptaría felizmente los números para un perfil de misión real en su lugar.
La velocidad en la separación es de aproximadamente 1,8-2,0 km/s.
Esas 7 toneladas se entregan a una órbita GTO, que es mucho más alta y más dura que LEO. Para LEO estiman en el rango de 50 toneladas métricas, que son unas 100.000 libras.
www.spaceflight101.com tiene algunas estimaciones de 4000 kg de masa + 90000 kg de combustible.
www.spacelaunchreport.com estima que la segunda etapa será de 6000 kg de masa + 93000 kg de combustible.
@geoffc Oh... mi error. Pensé que se refería a LEO, pero ahora miro ese párrafo nuevamente, claramente dice GTO (¡varias veces!). Entonces, ¿eso es 50 toneladas de carga útil + la masa de la segunda etapa ?
@AndrewThompson Sí. FH es un diseño de lanzador increíble, ¡ahora lánzalo SpaceX! Vamos, lanzamiento en 2015, solo para mí, por favor. Ahora, si la etapa superior basada en Merlin 1D-V fuera más eficiente (en cuanto a ISP), entonces la carga útil en órbitas más altas sería mejor. Thrust es el rey en la primera etapa, ISP es el rey en el resto.
"... ¿una trayectoria directamente hacia arriba?" ¿Está realmente pidiendo un vuelo vertical directo hacia arriba, es decir, no orbital, y que termine en una reentrada directa hacia abajo a alta velocidad?
@RussellBorogove Ahora no, lo pienso. Originalmente buscaba una trayectoria que diera el mayor tiempo posible entre la separación de la primera etapa y la carga útil alcanzando un punto alto antes de volver a caer a la atmósfera (con su resistencia asociada) para permitir que la '2da etapa' tenga suficiente tiempo para alcanzar la órbita. velocidad (suponiendo que tiene una tasa de aceleración relativamente baja). Pero estoy pensando que esas cifras simplemente no están disponibles. Así que... aceptaría felizmente los números para un perfil de misión real en su lugar.

Respuestas (1)

Si entiendo su pregunta correctamente, lo que realmente quiere saber es, si reemplazó la segunda etapa desechable FH y la carga útil con un vehículo combinado para entrar en órbita baja y regresar, ¿cuál podría ser el tamaño de ese vehículo?

Así que eso es solo la masa de la segunda etapa de FH (~101 toneladas) más la masa de carga útil LEO (~53 toneladas), para un total de ~154 toneladas. ¡Mucho más que un orbitador STS!

Conectando los números de Spaceflight101 para el Falcon Heavy en la ecuación del cohete , y asumiendo que está usando el sistema de alimentación cruzada de combustible planificado, los propulsores proporcionan 2387 m/s ∆v, el núcleo 3647 m/s y la segunda etapa 3364 m/s, para un total de 9398 m /s. La velocidad orbital es de aproximadamente 7,7 km/s, por lo que restar la segunda etapa te deja con 4,3 km/s en el agotamiento del núcleo. No estoy seguro de qué tipo de trayectoria volaría normalmente FH, pero probablemente estaría por encima de los 175 km en ese punto, efectivamente en el vacío para fines de eficiencia del motor.

(Pierda alrededor de 1,1 km/s (o reduzca la carga útil en 20 toneladas) si terminan sin alimentación cruzada de combustible).

Entonces, para su vehículo de órbita y retorno, tiene un presupuesto de masa de 154 toneladas, y probablemente desee 4000 m/s de ∆v para la órbita y la salida de órbita, más si está pensando en un aterrizaje motorizado en la Tierra. . Ponga un NTR con un ISP de 800 segundos y necesitaría aproximadamente un 40% de fracción propulsora, 62 toneladas de LH2. ¡Sería voluminoso como el infierno!

Mucho menos que un orbitador STS + tanque externo alimentado.
¿Con qué precisión desea saberlo y por qué?
2 km/s es el número para F9R (núcleo único, con algo de combustible retenido para aterrizar); Creo que tiene que ser sustancialmente más alto para Falcon Heavy con alimentación cruzada de combustible, porque en el punto de separación del propulsor, es un F9R con combustible completo que comienza tres minutos en el aire (es más como un cohete de 3 etapas que un cohete de 2 etapas) . Mi suposición descabellada (no dentro del 10% y sin garantía) es de 5 km/s a 175 km.
Tenga en cuenta también que si su nave espacial reutilizable de etapa superior de propulsión nuclear es mucho más liviana que 154 toneladas, irá más rápido y más alto en el corte de la primera etapa que si estuviera en el límite. Se suponía que NERVA tenía un empuje de 330 kN, aproximadamente la mitad de un Merlin 1D; Timberwind 75 haría el truco muy bien (y es bastante potente incluso en la atmósfera).
Calculé los números con un poco más de cuidado para ti.
Incluso con la alimentación cruzada, el impulsor central no se cargará por completo. Quemará algo de su propulsor suministrando 3 de sus motores.
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