¿Por qué se lanzó la misión Apolo en un gran cohete? ¿No habría sido un desafío más fácil reunirse en órbita terrestre usando un cohete más pequeño?

Apolo ya tenía algo de hardware para el encuentro en la órbita lunar, así que ¿por qué no hacer lo mismo en la órbita terrestre y usar un cohete más pequeño? Supongo que diseñar cohetes más pequeños es más simple y también construir el doble de cohetes podría ser incluso más barato que un cohete más grande que necesita una maquinaria descomunal. Tipo de economía de escala. ¿Era importante el diámetro de la carga útil?

La carga útil no se podía dividir en dos o tres partes de peso similar. El Módulo de Comando/Servicio CSM tenía una masa de lanzamiento de 28.800 kg y el Módulo Lunar LM de solo 4.700 kg. La tercera etapa del Saturno V también se utilizó para acelerar hacia la Luna y tenía una masa de lanzamiento de 123.000 kg. Una parte de su combustible se utilizó para la inserción en órbita terrestre. Es posible que se haya utilizado un cohete mucho más pequeño solo para la Luna, pero aún sería más pesado que la masa CSM y LM juntas.
Un cohete grande es más eficiente que varios pequeños debido a la atmósfera.

Respuestas (1)

Se consideró ensamblar o alimentar la nave espacial Apolo en órbita terrestre desde múltiples lanzamientos más pequeños; se conoce como el modo de misión Earth Orbit Rendezvous .

Los estudios originales de EOR se basaron en el plan de la misión Direct Ascent , donde el módulo de servicio/comando de Apolo aterrizaría en la luna con la ayuda de una etapa de descenso adicional y luego regresaría sin un módulo lunar dedicado . Para el ascenso directo, la etapa translunar habría acumulado casi 200 toneladas mientras estaba en órbita terrestre, lo que requería el gran impulsor Nova 8L o Saturn C-8 (esencialmente un Saturno V ampliado con 8 motores en la primera etapa); dividir eso en dos lanzamientos en el plan Earth Orbit Rendezvous habría requerido dos propulsores del tipo Saturn C-4 , más o menos un Saturn V reducido a 4 motores. 4-5 lanzamientos de un Saturn C-3 aún más pequeñotambién se consideraron, pero eso habría requerido ensamblaje orbital en lugar de solo combustible, lo que no creo que hubiera sido práctico.

Sin embargo, el plan Lunar Orbit Rendezvous con su diminuto Módulo Lunar separado redujo la masa requerida en la órbita terrestre a unas 125 toneladas, requiriendo solo un único lanzador. Originalmente, iba a ser un Saturno C-4, pero a medida que crecía el peso del diseño de la nave espacial Apolo, el C-4 se actualizó a lo que finalmente se convirtió en el Saturno V. Se eligió Lunar Orbit Rendezvous porque era la solución más rápida y económica para llegar a la luna antes de 1970.

Hubiera sido técnicamente posible combinar Lunar Orbit Rendezvous con Earth Orbit Rendezvous, lanzando la nave espacial y la etapa translunar en un propulsor, y combustible en otro, reabasteciendo la etapa translunar S-IVB en órbita, y luego continuar con la misión Apolo como en realidad volado. Esto podría hacerse con un propulsor C-4 (~99 toneladas de carga útil) para la nave espacial y un C-3 (~45 toneladas de carga útil) para el petrolero.

Sin embargo, habría complicado considerablemente el plan de la misión. Mientras esperaba la cita en la órbita de la Tierra, el combustible de hidrógeno utilizado por las etapas superiores de Saturno comenzaría a evaporarse; cuanto antes te pongas en camino, mejor. Antes se habían acoplado pequeñas naves espaciales ( Géminis con un pequeño vehículo objetivo Agena ), pero sería significativamente más difícil acoplar un buque cisterna de 40 toneladas con una nave espacial translunar de 80 toneladas. Los procedimientos adicionales para el acoplamiento y la transferencia de combustible significarían más capacitación, más problemas técnicos para resolver y más oportunidades para que las cosas salgan mal. Dos lanzamientos independientes también aumentan las posibilidades de falla. Hay el doble de sistemas de guía, sistemas de etapas, sistemas de telemetría, etc., la falla de cualquiera de los cuales hace que sea imposible continuar la misión.

Lanzar solo el Módulo Lunar en un propulsor y acoplarlo en órbita terrestre no habría sido atractivo. El LM pesaba solo 16 toneladas en su configuración final, por lo que incluso un C-4 no sería lo suficientemente grande para el resto de la nave espacial translunar, y la maniobra de acoplamiento tendría que ser realizada por todo el S-IVB/ de 110 toneladas. Pila de CSM, no solo el CSM: la maniobra real de Apolo TDE se realizó después de que la nave espacial estaba en la costa translunar.

Habría habido algunas economías de escala asociadas con la construcción del doble de propulsores, pero los cohetes aún habrían sido bastante grandes. El C-3 y el C-4 originalmente estaban destinados a tener 8 metros de diámetro. Las etapas habrían sido individualmente más fáciles de transportar en comparación con las etapas de 10 metros del Saturno V, pero no lo suficientemente fáciles como para compensar las complicaciones de la misión. El tamaño de la carga útil no fue una restricción aquí; el diámetro máximo de carga útil era de alrededor de 6 metros, en las "caderas" del Módulo Lunar, y la etapa translunar S-IVB (que se habría utilizado en el C-4, así como en Saturn IB y Saturn V) tenía 6,6 m de diámetro.

Mirando el artículo de Wikipedia vinculado, aparentemente el concepto Nova con 8 motores se consideró más tarde para una misión a Marte, y el concepto de la Luna era mucho más pequeño.
El nombre "Nova" se usó para muchas cosas, pero en medio de la sección de "cohetes lunares" tenemos esto: "Nova todavía apuntaba a la aproximación de ascenso directo, que requería la mayor capacidad de elevación. El más poderoso de los Los diseños "normales" resultantes, el 8L, incluyeron ocho F-1 en la etapa inferior y colocaron 68 toneladas en una trayectoria translunar. "Aclararé que estoy hablando del 8L. Todos estos diseños de Saturn Cx y Nova eran poco más que líneas en papel...
Buena cosa también. Nova es un nombre desfavorable para un vehículo de lanzamiento, ya que las novas son colisiones seguidas de tremendas explosiones.
¿Habría sido práctico estacionar un modelo de reingreso a la Tierra en órbita terrestre justo antes del lanzamiento de la misión principal (de modo que, en caso de un desastre al lanzarlo, los astronautas estarían en tierra en lugar de varados en el espacio), y luego tener el muelle de la misión lunar con eso? El costo de impartir suficiente delta-V para transportar el escudo térmico de reentrada terrestre alrededor de la luna parecería mayor que el costo de impartir suficiente delta-V a una nave que regresa para atracar con un vehículo de reentrada.
@supercat No. Al regresar de la luna, la nave espacial tiene una velocidad de unos 3000 m/s por encima de la velocidad orbital de la Tierra, que perderá al estrellarse contra la atmósfera. La masa del escudo térmico, menos de 1 tonelada, es bastante pequeña en comparación con el propulsor que se necesitaría para cancelar esa velocidad.
@RussellBorogove: Supongo que pensé que el escudo térmico era más pesado que eso. Aún así, tengo curiosidad: si uno quisiera tener una nave de encuentro en una órbita elíptica que pudiera acoplarse con una nave espacial que regresa sin demasiado delta-V adicional, y si uno no tuviera prisa por conseguirlo. en tal órbita, ¿hasta qué punto se podría ganar eficiencia utilizando el empuje principalmente cerca del apogeo de cada órbita?
Poco. La quema normal de S-IVB TLI es de aproximadamente 6 minutos, por lo que cubre ~ 22 grados de órbita, lo que, si bien no es exactamente instantáneo, no es una quema muy larga en este tipo de cosas. Dividirlo en varias quemaduras de apogeo cortas solo aumentaría la eficiencia en un pequeño porcentaje, supongo, no vale la pena el aumento de la complejidad. La necesidad de un mecanismo acoplable en el escudo térmico probablemente superaría cualquier ahorro masivo.
¿Por qué se lanzó la misión Apolo en un gran cohete? ¿No habría sido un desafío más fácil reunirse en órbita terrestre usando un cohete más pequeño?
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