¿Qué explica la relación entre cuánto pesa un lanzador en la plataforma de lanzamiento y cuánta masa puede levantar para ponerlo en órbita?
Esperaba que más carga útil requiera más combustible para ser lanzado y que un lanzador se construya alrededor de esa masa de combustible. Me sorprende ver que estas dos medidas están débilmente correlacionadas. Los datos que uso aquí son de hecho descuidados, pero no pueden estar tan equivocados, ¿o sí?(Estoy empezando a sospechar). Puedo entender que Falcon 9 v1.1 es mucho más pesado que v1.0 porque se supone que es más robusto y tiene suficiente combustible para ser reutilizable. Observo que los lanzadores ruso y chino (de estilo más antiguo) son los menos eficientes según esta proporción simple, pero con Ariane 5 un poco peor que Proton. Me sorprende darme cuenta de que Atlas V 551 y Ariane 5 levantan aproximadamente la misma masa para ponerse en órbita, ¡pero que Ariane 5 pesa más del doble en la plataforma de lanzamiento! ¿Es por los grandes impulsores de combustible sólido? ¿Qué otros factores explican esta falta de relación general?
A continuación se muestran cifras que tomé de Wikipedia sobre once lanzadores diferentes. Elegí valores para la configuración de capacidad máxima de LEO. Las cuatro columnas son:
La diferencia entre esa proporción y la proporción promedio en esta muestra, que es de 33 toneladas en la plataforma de lanzamiento por tonelada de carga útil a LEO, varía enormemente de 21 (Saturno V) a 55 (Larga Marcha 2F).
Pad, LEO , Relación , Desviación de la relación promedio [toneladas]
240 6,0 40 7 Antares (no en el gráfico)
308 6.5 47 15 Soyuz
333 13,0 26 −7 Halcón 9 v1.0
334 19,0 18 −15 Atlas V
464 8.5 55 22 Larga Marcha 2F
506 13.0 39 6 Halcón 9 v1.1
531 19,0 28 −5 H-IIB, Japón
694 21.0 33 0 Protón
733 29,0 25 −8 Delta IV Pesado
777 21.0 37 4 Ariane 5
3000 140,0 21 −11 Saturno V (no en la tabla)
Gráfico: Toneladas de carga útil a LEO versus toneladas de cohetes en la plataforma de lanzamiento.
Por lo general, se necesita un gasto total de 9400-10000 metros por segundo de delta-v para llegar a LEO.
Según la ecuación del cohete, delta-v es proporcional al logaritmo de la relación de masa del propulsor, pero también proporcional a la velocidad de escape de los motores del cohete o su impulso específico.
Los propulsores de cohetes sólidos tienen un impulso específico relativamente bajo: 275 segundos para los SRB de Atlas V. Los motores de hidrógeno líquido tienen un alto impulso específico: 449 segundos para la etapa superior Atlas Centaur. Los motores de queroseno se encuentran en el medio. Entonces, dependiendo de cuánto dependa un lanzador de sólidos (baratos pero ineficientes), puede ver que la eficiencia de masa del lanzador en su conjunto será muy diferente.
También hay mucha variación en la forma en que se construyen las estructuras de los cohetes, lo que lleva a una gran variación en el peso. El tanque puede ser recipientes separados dentro del fuselaje del escenario, o las paredes del tanque pueden servir como escenario; la estructura puede ser barata, duradera y pesada, o cara, ligera y frágil.
Al final, la masa en el lanzamiento, particularmente la masa de la primera etapa, es menos importante que el costo del lanzamiento, por lo que se puede preferir una estructura más pesada pero más simple de construir.
Además de las otras respuestas, los cohetes más grandes son más eficientes:
Y hablando del Falcon 9: el v1.1 en su gráfico tiene su carga listada para el modo de vuelo 'reutilizar la primera etapa'. En el modo prescindible, puede esperar que la relación de carga útil sea ligeramente mejor que la del Falcon 9 v1.0.
Creo que la respuesta de Russell Borogove es correcta, pero tal vez podría expresarse un poco más directamente:
La razón por la que sus 2 factores de masa de carga útil y masa de despegue no se correlacionan es que está ignorando el otro factor en la ecuación. Los 3 factores principales en la ecuación del cohete son la relación de masa , delta-v y el impulso específico .
Dado que su delta-v está básicamente fijo (a LEO), está tratando de correlacionar la relación de masa sin usar un impulso específico. Si puede calcular el valor de la parte posterior del sobre del impulso específico del sistema para los lanzadores en su lista, creo que sus datos tendrán mucho más sentido.
Aquí hay un experimento mental simple: tome 2 impulsores que entreguen exactamente el mismo peso de carga útil a LEO. Uno tiene un impulso específico del sistema de 300 y el otro tiene un impulso específico del sistema de 450. El que tiene los motores defectuosos será enormemente más grande en el despegue y, sin embargo, ofrece exactamente la misma carga útil, por lo que en su gráfico estos puntos de datos se verían no correlacionado
Esperaría ver un montón de líneas en su gráfico: para lanzadores con un impulso específico de sistema similar, la masa de carga útil y la masa de despegue estarían algo correlacionadas. Los lanzadores con un impulso específico del sistema diferente seguirían una curva diferente.
No sé si eso agrega algo útil, pero veamos:
: velocidad característica (constante para órbitas fijas)
: velocidad del escape del cohete
: masa total inicial
: masa quemada
: relación de masa estructural [σ=(mM+mS)/m0]
: masa del motor cohete
: masa de la estructura del cohete
: relación de carga útil [μL=mp/m0]
: masa de carga útil
La segunda parte de la ecuación es la única correlación práctica entre la masa total y la masa de la carga útil que yo sepa.
Es mi primera respuesta aquí en Space Exploration y todavía soy un estudiante, así que por favor, trátalo con calma :)
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