¿Por qué la capacidad de carga útil del Energia en órbita lunar era mayor que su capacidad de carga útil en órbita geosincrónica?

El cohete Energia , desarrollado en las décadas de 1970 y 1980 para lanzar el transbordador espacial soviético Buran , tenía la segunda capacidad de carga útil más alta (100 toneladas a LEO ) de cualquier cohete jamás volado (y la más alta de cualquier cohete soviético/ruso). solo detrás de las 140 toneladas del Saturno V a LEO. 1 También podría usarse para poner una carga útil más pequeña en una órbita más alta (aunque en realidad nunca se usó de esta manera), que es donde las cosas comienzan a volverse confusas.

Según Wikipedia :

El cohete tenía la capacidad de colocar alrededor de 100 toneladas en órbita terrestre baja, hasta 20 toneladas en órbita geoestacionaria y hasta 32 toneladas a través de una trayectoria translunar en órbita lunar . †

† https://www.energia.ru/english/energia/launchers/vehicle_energia.html

Sin embargo, como la luna orbita muy por encima de la altitud geosincrónica [cita requerida] , requiere mucho menos delta-V para alcanzar la órbita geosincrónica que para alcanzar la luna, y un lanzador dado, en igualdad de condiciones, debería, por lo tanto, tener una velocidad considerablemente mayor . capacidad de carga útil a la órbita geosíncrona que a la órbita lunar, entonces, ¿por qué la situación del Energia era al revés?

1 : Esto, irónicamente, lo coloca por delante del propio cohete lunar de la Unión Soviética, el N1 , que "solo" podría poner 95 toneladas en LEO (o habría podido, si no se hubiera roto, se incendiara y/ o explotó durante el vuelo de la primera etapa cada una de las cuatro veces que se lanzó ).

Creo que nunca hubo un escenario superior satisfactorio para hacer la inserción orbital final. IIRC the Polyus fue propuesto para esto, pero tenía muy poca potencia como etapa final del satélite.
Puede comparar la carga útil colocada en la trayectoria translunar con la carga útil colocada en GTO, no en GEO; o carga útil puesta en órbita lunar a las puestas en GEO. es decir, debe comparar el final de la misión del lanzador (GTO, trayectoria translunar) o la posición objetivo (GEO, órbita lunar)

Respuestas (2)

Su suposición es incorrecta, la respuesta es bastante sencilla: tiene menos carga útil en una órbita geoestacionaria que en una trayectoria translunar, porque esta última requiere menos delta V.

Las quemas para una transferencia Hohmann a la órbita geoestacionaria desde LEO son: 2,42 km/s y 1,46 km/s. Un total de 3,88 km/s. Una quemadura de inyección translunar desde LEO es de 3,05 km/s. Esto es más grande que la quema de inyección de transferencia geoestacionaria, pero no es necesaria una quema de circularización. Por lo tanto, la primera quema es todo lo que necesita, que es sustancialmente menos dV que el requisito general para alcanzar la órbita geoestacionaria. De ahí la mayor capacidad de carga útil.

De hecho, esto a veces se aprovecha para usar una asistencia de gravedad lunar para llegar a la órbita geoestacionaria. Consulte https://en.wikipedia.org/wiki/PAS-22 como ejemplo.

Además, aunque no creo que esto se aplique a la Luna, incluso si se necesita la quema de circularización y no hay un cuerpo para ayudar: no siempre es cierto cuánto más alta es la órbita que necesita alcanzar, cuánto más dV necesita . Después de aumentar el radio de su órbita en un factor de aproximadamente 15, cuanto más alto necesite ir, menos dV general necesitará.

+1 pero creo que la respuesta ayudaría un poco más a OP si agregara la diferencia entre GTO y GEO. Porque OP compara una quemadura por inyección con una quemadura completa por inyección + circulación.
@GittingGud: Estoy de acuerdo. Editado para llamar la atención sobre eso.

Una familia de cohetes "Energia", pero no el cohete "Energia". Este cohete "Energia" es solo un miembro de la familia "Energia"^:

  • "Energía-M",
  • "Energía",
  • "Energia-II",
  • "Vulcano".

http://en.wikipedia.org/wiki/Energia#Variants El más poderoso de esta familia iba a ser "Vulkan" - 36 toneladas en órbita geoestacionaria. El cohete estaba destinado a una expedición tripulada a Marte en el año 2000. PD La pregunta debería haberse planteado como "Cualquier capacidad de carga útil del cohete a la órbita lunar mayor que su capacidad de carga útil a la órbita geosincrónica".

Como tercera etapa, se suponía que usaría bloques de cohetes aceleradores Smerch y Vulkan con su propio sistema de control, transportando una carga útil. Este lanzador de cohetes de tres etapas es capaz de poner objetos que pesan hasta 18 toneladas en órbita geoestacionaria, hasta 32 toneladas en una ruta de vuelo a la Luna, hasta 28 toneladas a Marte y Venus. 5-6 toneladas a Júpiter y al Sol.

http://www.buran.ru/htm/rocket.htm ingrese la descripción de la imagen aquí

ingrese la descripción de la imagen aquí

Esta es una gran información, pero ni siquiera ha comenzado a explicar por qué "la capacidad de carga útil de Energia en órbita lunar es mayor que su capacidad de carga útil en órbita geosincrónica".
Imágenes geniales, pero no responde la pregunta.
@uhoh Porque no es que Energia tuviera la capacidad. Este es otro cohete. Diseñado en base a los componentes del cohete Energia.
@ A.Rumlin No entiendo exactamente lo que quieres decir, pero eso necesitaba una buena explicación clara. No uses comentarios, es mejor si agregas otro párrafo al comienzo de tu respuesta y explicas completamente.
@uhoh Una familia de cohetes "Energia", pero no el cohete "Energia". Este cohete "Energia" es solo un miembro de la familia "Energia". "Energia-M", "Energia", "Energia-II", "Vulkan". en.wikipedia.org/wiki/Energia#Variants "Vulkan" - 36 toneladas a órbita geoestacionaria. El cohete estaba destinado a una expedición tripulada a Marte en el año 2000. PD La pregunta debería haberse planteado como "Cualquier capacidad de carga útil del cohete a la órbita lunar mayor que su capacidad de carga útil a la órbita geosincrónica".
Deberías editar tu respuesta y poner eso en ella.
No estoy de acuerdo con esta explicación. Por ejemplo, en este sitio puede ver que las cargas útiles lunares y GEO de la pregunta se enumeran para la misma versión del lanzador, y no GEO para una versión y la carga útil lunar para otra versión.
¿Por qué la capacidad de carga útil del Energia en órbita lunar era mayor que su capacidad de carga útil en órbita geosincrónica?
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