¿Por qué la ventana de lanzamiento de TESS estuvo abierta solo 40 segundos por día?

La breve ventana de lanzamiento parece deberse a una combinación de los requisitos de órbita muy precisos de TESS y la tendencia a la valentía de SpaceX.

Otras fuentes:

La información sobre las razones exactas es escasa y he leído varias contradicciones (o tal vez solo hay varias razones):

Desde aquí (desde OP en comentarios):

En cada día de lanzamiento, la ventana diaria tendrá solo unos segundos de duración según los requisitos de carga de combustible del Falcon 9.

Sin embargo aquí dice :

Falcon 9 despegó exactamente a las 22:51:31 UTC, la apertura de una ventana de 30 segundos limitada por los estrictos requisitos de tiempo de TESS para interceptar su ventana de sobrevuelo lunar un mes después de tomar vuelo.

Así que tratemos de llegar a una conclusión razonable utilizando información más básica.

Análisis

Diseño de órbita

El momento óptimo de lanzamiento no está determinado exactamente por la rotación de la Tierra, sino por la elevación de la luna en el momento del lanzamiento (que obviamente está estrechamente relacionado con la rotación de la Tierra).

La lectura cuidadosa de este documento nos da el siguiente razonamiento:

1. Para llegar a la órbita de su misión final con alta precisión, TESS necesita realizar su asistencia lunar con alta precisión: la órbita final será muy sensible tanto a la inclinación como al argumento del periapsis del giro.
2. Para apuntar con precisión a la asistencia lunar, las órbitas de fase deben programarse con precisión e inclinarse adecuadamente.
3. Las órbitas de fase utilizan una serie de límites de estabilidad débil de maniobras alternas de apogeo y elevación del perigeo:

...la nave espacial realizará un gran impulso cuando se acerque a la Tierra nuevamente en seis días para elevar el punto más alto de su órbita en forma de huevo para igualar la distancia orbital de la Luna. Las próximas dos órbitas estarán llenas de maniobras de corrección para refinar la ruta de sobrevuelo.

Sin embargo, este "importante impulso" está incluido en el presupuesto delta-v de solo 208$ms^{-1}$para toda la serie de maniobras, incluida la maniobra de ajuste de período final .

Órbitas de fase mostradas en verde:

Teniendo esto en cuenta, TESS contó con un presupuesto de solo:

8 m/s para mantener el perigeo de la órbita en fase, 28 m/s para las dispersiones de lanzamiento y 25 m/s para las maniobras de corrección de trayectoria,

Con un presupuesto tan pequeño, los ajustes de longitud del perigeo estarían fuera de discusión. Usando una quemadura de inyección única desde una órbita de estacionamiento LEO como esta, el argumento del perigeo está completamente determinado por el momento de la quemadura de inyección. La inclinación se establece por el acimut de lanzamiento, pero se puede ajustar mediante patas de perro.

De todo esto podemos concluir que la quema de inyección debía ejecutarse con mucha precisión ( 43 minutos después del lanzamiento ) y sincronizarse para que coincidiera con la inclinación y elevación relativas correctas de la Luna porque TESS tenía una capacidad limitada para corregirlo retroactivamente.

Sin embargo, durante el lanzamiento, se podrían hacer algunas correcciones, siempre que Falcon 9 fuera capaz.

Capacidad del halcón 9

Estaba bien documentado que el Falcon 9 estaba sobredimensionado para lanzar TESS. La capacidad típica de GTO de aterrizaje ASDS de F9 es ~ 5500 kg . Sin embargo, la órbita de inyección de 248 km x 270 000 km de TESS es significativamente más alta que la de un GTO típico . Esta calculadora sugiere un requisito delta-V de ~3080$ms^{-1}$para esta órbita - un aumento del 26%. Estimo que esto le dará a F9 una capacidad para la órbita de TESS de ~ 3600 kg al tener en cuenta el aterrizaje de ASDS.

Esto es mucho más grande que los 325 kg de TESS , por lo que sabemos que la etapa superior todavía tenía mucho combustible de sobra.

Sin embargo, gran parte de ese combustible de repuesto se usó para expulsar la etapa superior a una órbita heliocéntrica después de la separación de la carga útil, como se menciona en este cronograma de lanzamiento detallado .

A partir de esto, podemos suponer que Falcon 9 no pudo realizar enormes correcciones de rumbo durante el lanzamiento, pero seguramente lo suficiente como para no garantizar una ventana tan estrecha.

En conclusión

La órbita de inyección estuvo sujeta a restricciones muy estrictas para que la misión fuera un éxito, pero el lanzamiento no tanto. Es de suponer que SpaceX, en su estilo habitual, quería apuntar al perfil de lanzamiento nominal con mucha precisión para garantizar márgenes más amplios para el aterrizaje de la aeronave no tripulada.

Otras lecturas

• Este documento brinda un análisis en profundidad del diseño de la órbita de TESS, pero se enfoca en la separación del vehículo posterior al lanzamiento.
• Scott Manley hizo un buen comentario sobre el diseño de la órbita.

Nota: Obviamente, aquí hay algunas especulaciones de mi parte, pero he tratado de confiar en recursos sólidos.