Los lanzamientos tripulados siempre se han lanzado de forma progresiva para aprovechar el impulso de la velocidad de rotación de la Tierra y, a menudo, para coincidir con la órbita progresiva de otra nave espacial para el encuentro.
Me pregunto si alguno de los lanzamientos orbitales tripulados hasta la fecha podría haber alcanzado al menos una órbita estable a corto plazo más baja si se lanzara en una dirección retrógrada, digamos con una inclinación adicional de 180 grados, no es necesario que sea cero. grados ecuatoriales.
Tengo curiosidad por saber si esto hubiera sido imposible, o alcanzable y simplemente hubiera requerido los tanques de propulsor existentes.
He leído que el lanzamiento cerca del ecuador le da más velocidad al cohete, pero me pregunto si es posible lanzarlo contra la rotación.
La "penalización hacia el oeste" de Kennedy/Cañaveral sería de unos 800 m/s de delta-v, alrededor del 8-9% del requisito total de delta-v para orbitar. La mayoría de los lanzadores tripulados destinados a LEO hasta la fecha no han tenido tanto rendimiento en reserva; un déficit de solo 100 m/s desde LEO generalmente significa un reingreso rápido.
Atlas /Mercurio y Titán /Géminis no podrían haberlo logrado. Los propulsores se gastaron por completo para alcanzar la órbita, Gemini solo tenía alrededor de 323 m/s de delta-v de maniobra, y eso con una relación empuje-peso muy baja, y Mercury no tenía ninguno.
Las misiones Apolo de órbita terrestre baja (Apolo 7 y 9) podrían haber alcanzado la órbita, e incluso llevado a cabo algo parecido a las misiones previstas.
El Apolo 7 era un CSM tripulado en un propulsor Saturno IB . El CSM tenía algo así como 2800 m/s disponible, con una relación justa de empuje a peso y, de hecho, la opción de aborto de "modo IV" usaría el CSM como una etapa adicional para alcanzar la órbita si fallaba la segunda etapa del S-IVB . . El Apolo 7 hizo muchas maniobras orbitales para probar el motor CSM, y eso tendría que haberse interrumpido si iba a gastar tanto combustible en el ascenso, pero una parte considerable del plan original de la misión podría haberse llevado a cabo en retrógrado.
Apolo 9 fue un vuelo CSM/LM a LEO en un Saturno V ; si estuviera completamente cargada, la tercera etapa habría tenido alrededor de 3000 m/s de capacidad delta-v (necesaria para el vuelo translunar), por lo que incluso una carga de combustible mucho más ligera sería suficiente para entrar en órbita retrógrada.
Creo que cualquiera de las misiones lunares Apolo podría haber pasado de un ascenso retrógrado de la órbita terrestre a un sobrevuelo lunar sin modificar el hardware, abandonando el LM (o acoplándolo y extrayéndolo muy rápidamente) cuando el S-IVB se quedó sin combustible y completando el TLI en el motor del CSM. El presupuesto delta-v para entrar en la órbita lunar y luego regresar a la Tierra es de alrededor de 1400 m/s. Si no se hubiera traído el LM (como en el Apolo 8 ) y tanto el S-IVB como el CSM estuvieran completamente alimentados, una misión en órbita lunar podría incluso haber sido posible desde LEO retrógrado.
El transbordador espacial debería haber sido capaz de hacerlo si se llevara una carga útil ligera. La estimación rápida y sucia de mi hoja de cálculo dice que llevaría algo así como 4 toneladas a LEO retrógrado en lugar de las 27 toneladas posibles a LEO progrado. A diferencia de los Saturns, el transbordador tenía un sitio de lanzamiento en la costa oeste , nunca utilizado, que habría hecho práctico un lanzamiento retrógrado si hubiera sido necesario.
No creo que los lanzadores Soyuz o Long March tuvieran ese tipo de margen de rendimiento.
Por supuesto, cualquiera de los lanzadores para estas misiones simplemente podría haberse ampliado ligeramente para proporcionar el rendimiento adicional necesario.
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