Principalmente, busco una comparación de los vehículos de lanzamiento orbital actualmente operativos por impulso específico del sistema , o I ssp , y obtener una impresión justa del rendimiento alcanzable del propulsor de cohetes y no solo el nivel máximo teórico del mar y el impulso específico del vacío de los propulsores, o Yo sp , por peso. En aras de tener algunas citas directas también en las respuestas, proporcione la siguiente información:
Para completar, cite también la información técnica más relevante sobre ellos, por ejemplo, el impulso total entregado por la masa del propulsor contenido, la masa total (húmeda) del sistema de propulsión, los propulsores utilizados, etc. Para mantener manejable la longitud de las respuestas, limitaremos solo a los vehículos y etapas de lanzamiento de mayor rendimiento, pero si también puede proporcionar enlaces a cualquier vehículo de lanzamiento externo y comparaciones de etapas de cohetes por I ssp que sea más completo, entonces aún mejor.
Editar para agregar : algunas listas relacionadas que pueden ayudarlo a responder mi pregunta:
Felicitaciones a @PearsonArtPhoto por el primer enlace que también permite clasificar los motores de cohetes por su relación empuje-peso , que es esencialmente de lo que trata esta pregunta y que hace casi todo el trabajo para responder la segunda parte de mi pregunta. Como se pueden usar los mismos motores de cohetes en diferentes sistemas de lanzamiento y sus configuraciones de etapa, se tendría que hacer algo de trabajo adicional, pero es un excelente comienzo.
El lanzador actual con el mayor impulso específico del sistema en general es casi con seguridad el Delta IV Heavy .
Por lo que puedo decir de la lista de lanzadores orbitales actuales en Spaceflight 101, es el único que usa motores alimentados con hidrógeno en todas las etapas. Todos los demás usan hipergólicos o queroseno o sólidos en algún lugar de la pila, que tienen un impulso específico mucho más bajo que el hidrógeno.
Como señala Mark Adler, las cifras exactas para el impulso específico del sistema son difíciles de obtener, porque requieren el conocimiento de la curva Isp versus la altitud de los motores y el programa de aceleración del lanzador. La complejidad de la programación del acelerador en particular significa que el cálculo se realiza mejor como una simulación iterativa de tiempo discreto en lugar de analíticamente.
En cada paso de tiempo de la simulación:
El impulso total final dividido por la masa de lanzamiento sin carga útil le da un impulso específico del sistema.
He estado desarrollando una simulación de este tipo. He hecho conjeturas fundamentadas sobre la limitación y he hecho todo lo posible para investigar los otros problemas. La simulación no es del todo exacta, pero los resultados que da están razonablemente alineados con la realidad.
Al final, el concurso de impulso específico del sistema ni siquiera está cerca, con Delta 4 Heavy (actualización RS-68A) un 20 % mejor que cualquier otra cosa que haya visto, porque el Isp de hidrógeno es mucho mejor que otros propulsores comunes .
Mis simulaciones arrojan lo siguiente para lanzamientos de carga útil máxima a 200 km LEO:
Launcher Issp Comments
Falcon 9 FT 259 s all kerosene
Ariane 5 ECA 262 s solids + hydrogen
Saturn V/INT21 293 s kerosene + hydrogen
Delta IV Heavy 352 s all hydrogen
Calcular el impulso específico de etapa para una sola etapa superior es más simple; Se supone que la quema tiene lugar en el vacío, por lo que es solo la fracción propulsora de la etapa multiplicada por el impulso específico del motor. El ganador parece ser la etapa superior DCSS de 5 metros del Delta IV , con un impulso específico de etapa de 409,5 s.
Usando datos de lanzamiento de cohetes de Wikipedia, el ISP más alto para un motor de primera etapa que tiene datos disponibles públicamente es el motor Vulcain, utilizado por Ariane 5. El valor estaría entre 318 y 446, dependiendo exactamente de cómo lo cuente.
La etapa más alta es GSLV Mk I o la etapa superior Delta III/IV, que alcanzan 462 ISP.
marca adler
russell borogove