¿Por qué hay diferencias tan grandes en las cargas útiles del lanzador a órbitas más altas (GEO, Lunar) en comparación con LEO?

Según esta lista de Wikipedia , los cohetes Delta IV Heavy y Proton pueden lanzar la misma carga útil masiva a LEO, 23 toneladas. Pero la capacidad, según Wikipedia, es dramáticamente diferente cuando se trata de la carga útil masiva que esos mismos cohetes pueden lanzar a la órbita geoestacionaria GEO o a la inyección translunar TLI. (13 y 7, o 9 y 5,7 toneladas para DIVH y Proton).

¿Por qué es esto? ¿Las tablas públicas como esta son prácticamente inútiles para comparar diferentes sistemas de lanzamiento? ¿O la capacidad de lanzamiento a diferentes altitudes depende de qué etapa superior sea compatible con el sistema de lanzamiento? ¿O qué más?

¿El sitio de lanzamiento sería un factor en los valores de la tabla? es decir, GTO se vuelve difícil/energía costosa o imposible para los sitios de lanzamiento lejos del ecuador. Entonces, si un sistema de lanzamiento está, por alguna razón, limitado a un sitio a cierta distancia del ecuador, ¿puede ser útil para GTO pero ineficiente...?

Respuestas (1)

Los números en la página de Wikipedia están un poco desordenados, por lo que no puedes hacer comparaciones de manzanas con manzanas. Tendría que ir a las guías del planificador de carga útil real para ver cuál es el rendimiento en qué órbitas. Aquí están las guías:

Guía del usuario de los servicios de lanzamiento de Delta IV

Guía del planificador de misiones del sistema de lanzamiento de protones

Un lanzamiento de protones a un LEO con la inclinación del lugar de lanzamiento (51,5°) es de 23 t. Un lanzamiento Delta IVH a un LEO con la inclinación del lugar de lanzamiento (28,7°) es de 28,79 t. Un poco más. Las 23 t en la página de Wikipedia son para un lanzamiento Delta IVH a una órbita polar (90°), a 23,56 t. Por lo tanto, esperaría que Delta IVH también entregue un poco más a GTO o TLI.

(Dijiste GEO, pero debes decir GTO, ya que los vehículos de lanzamiento rara vez entregan una nave espacial hasta GEO; dejan la nave espacial en GTO, Geosynchronous Transfer Orbit, que tiene un apogeo alrededor de GEO y un perigeo bajo) .

Además, el Protón tiene la desventaja de tener un sitio de lanzamiento tan al norte. Se requieren grandes maniobras de cambio de plano para reducir la inclinación de la órbita para dejar la nave espacial más cerca (pero aún no) de la inclinación GEO de 0°. Esta figura de la guía muestra qué tan grande es el cambio de plano:

Perfil de misión de protones de inyección SC en GTO desde Parking Orbit

La cifra de GTO de 6,92 t para el Protón es una caída a una órbita de inclinación de 31,1°, con un perigeo a 2175 km. Eso deja 1800 m/s a la nave espacial para llegar a la OSG.

El Delta IVH entrega 14,22 t a una órbita de 27°, lo que prácticamente no requiere cambios de avión para llegar allí, con un perigeo de 185 km que deja 1804 m/s a la nave espacial para llegar a la OSG.

El Proton se ve aún más perjudicado por una etapa superior Isp inferior (el Бриз-М o Breeze-M) que usa propulsores almacenables, en comparación con la etapa superior Delta IVH que usa LH2 / LOX. Por lo tanto, habrá un rendimiento más bajo para el Proton en comparación con el Delta IVH cuando supere LEO, incluso si estuvieran en el mismo punto de partida en órbita y masa.

Sí, esa es la explicación. También es la razón por la que los rusos nos pagan a los europeos el alquiler de nuestro sitio de lanzamiento bien ubicado en Kourou/Guayana Francesa para lanzar misiones GTO Soyus.
¿Por qué hay diferencias tan grandes en las cargas útiles del lanzador a órbitas más altas (GEO, Lunar) en comparación con LEO?
RespuestasAquíPolítica de privacidad1y, 1v