¿Qué ventaja ofrecen los sitios de lanzamiento próximos al ecuador?

La pregunta debe dividirse en varias partes.

• ¿Por qué se eligió Cabo Cañaveral?
• ¿Por qué la NASA no se traslada a otro lugar?
• ¿Cuál es la ganancia en términos de masa de carga útil cuando se lanza desde Kourou?

No responderé a la tercera parte ya que para cada lanzador e inclinación la respuesta será ligeramente diferente.

Desde puerto lunar :

Cabo Cañaveral, más conocido como "el Cabo", había sido designado como un campo de pruebas de misiles en 1947. Un codo de tierra que sobresale en el Atlántico a mitad de camino entre Jacksonville y Miami, el Cabo cubre unos 60 kilómetros cuadrados. Los primeros marineros españoles, que lo señalaron como la única característica importante de la larga línea costera de Florida, lo llamaron así por su abundancia de cañas. Su elección como campo de tiro estuvo dictada por varios factores: los planificadores podrían establecer una línea de estaciones de rastreo que se extendieran hacia el sureste sobre el Atlántico para proporcionar el alcance más largo necesario para las pruebas de misiles; la Estación Aérea Naval de Banana River podría servir como base de apoyo ; y el área de lanzamiento era accesible para el transporte acuático .

La selección fue realizada por un comité de Jefes de Estado Mayor Conjunto. Cuando las fuerzas armadas se dedicaron a la cohetería en 1945, el Ejército estacionó su equipo de lanzamiento de expertos alemanes en V-2 en White Sands, Nuevo México, cerca de la escena del trabajo pionero de Robert Hutchings Goddard en la década de 1930. El desierto del sudoeste resultó demasiado pequeño para los cohetes . El 29 de mayo de 1947, un V-2 modificado tomó el camino equivocado y aterrizó en un cementerio al sur de Juárez, México, uno de los factores que decidió que el Estado Mayor Conjunto trasladara los experimentos con cohetes al este. costa de Florida.

Factores no mencionados anteriormente:

• Acceso por carretera y vía férrea desde cualquier otro lugar del CONUS
• Disponibilidad de terreno para establecer la producción de oxígeno (luego - hidrógeno)

Curiosidades históricas:

• "Precedente histórico": Florida fue "elegida" por Julio Verne en 1865

Otros factores que entraron en juego después:

• Los rangos de lanzamiento necesitan una gran cantidad de tierra/mar deshabitada o escasamente habitada en la dirección de azimouths de lanzamiento útiles, especialmente donde caen las etapas gastadas.
• La probable lista de inclinaciones a las que lanzarse.
• Conversión de la cordillera del Atlántico en una base operativa de misiles balísticos intercontinentales (y simplemente no se construyen bases de misiles balísticos intercontinentales en pequeños atolones de coral en medio de la nada).

Entonces, ¿consideró la NASA cambiar de sitio? SÍ , había una persona particularmente obstinada por ahí.

puerto lunar:

Un sitio de lanzamiento de Saturno

Con más de 20 años de experiencia, el equipo de von Braun predicó y practicó que el cohete y la plataforma de lanzamiento deben acoplarse en el tablero de dibujo, para que sean compatibles en el lanzamiento. El nuevo cohete fue de la mano con su instalación de lanzamiento.

El plan de corta duración para transportar el Saturno por aire fue impulsado por el interés de ABMA en lanzar un cohete en órbita ecuatorial desde un sitio cerca del ecuador; La Isla de Navidad en el Pacífico Central era una opción probable. Los sitios de lanzamiento ecuatoriales ofrecían ciertas ventajas sobre las instalaciones dentro de los Estados Unidos continentales. Un lanzamiento hacia el este desde un sitio en el ecuador podría aprovechar la velocidad de rotación máxima de la Tierra (460 metros por segundo) para alcanzar la velocidad orbital.

El paso aéreo más frecuente del vehículo en órbita sobre una base ecuatorial facilitaría el seguimiento y las comunicaciones. Lo que es más importante, un sitio de lanzamiento ecuatorial evitaría la costosa técnica dogleg, un requisito previo para colocar cohetes en órbita ecuatorial desde sitios como Cabo Cañaveral, Florida (28 grados de latitud norte). La corrección necesaria en la trayectoria del vehículo espacial podría ser muy costosa: los ingenieros estimaron que llevar un vehículo Saturno a una órbita ecuatorial de baja altitud desde Cabo Cañaveral usó suficiente propulsor adicional para reducir la carga útil hasta en un 80%.

En órbitas más altas, la penalización fue menos severa pero aún implicó una pérdida de carga útil de al menos un 20%. También hubo desventajas significativas para una base de lanzamiento ecuatorial: costos de construcción más altos (alrededor del 100% más), problemas de logística y los peligros de establecer una base estadounidense en suelo extranjero . Además, en 1959 hubo dudas sobre cuántas misiones espaciales estadounidenses requerirían órbitas ecuatoriales . Los únicos planes definitivos para órbitas ecuatoriales estaban relacionados con satélites meteorológicos y de comunicaciones que operaban a 35.000 kilómetros. (6)

Si bien hubo desacuerdo sobre los méritos de una base ecuatorial para futuras operaciones de Saturno, el Atlantic Missile Range fue la elección clara para los lanzamientos de desarrollo. En el sitio de lanzamiento del campo de tiro, Cabo Cañaveral, el Centro de Pruebas de Misiles de la Fuerza Aérea brindó apoyo administrativo y logístico. Las diez estaciones de seguimiento de la gama, que se extienden hasta el Atlántico Sur, brindaron una buena cobertura de los vuelos de prueba. Además, el equipo de lanzamiento de ABMA, el Laboratorio de Disparo de Misiles (MFL), había lanzado misiles desde Cabo Cañaveral desde 1953. Se acordaron las consideraciones de costo y tiempo. Como señaló un estudio de MFL, Atlantic Missile Range cumplió "los criterios [de lanzamiento] establecidos de la manera más eficiente y oportuna a un costo mínimo. (7)

(6) Comité Especial de Tecnología Espacial de la NASA, Recomendaciones sobre un Programa Espacial Civil Nacional (Informe del Comité Stever), Washington, 28 de octubre de 1958; ABMA, Juno V Development, págs. 19-20, 65; Army Ordnance Missile Command (en adelante citado como AOMC), Saturn Systems Study, por HH Koelle, FL Williams y WC Huber, informe DSP-TM-1-59 (Redstone Arsenal, AL, 13 de marzo de 1959), págs. 16- 19, 61-63. 183-89; House Committee on Science and Astronautics, Equatorial Launch Sites - Mobile Sea Launch Capability, report 710, 87th Cong., 1st sess., 12 July 1961, pp. 1-5 (ver audiencias del mismo comité y tema, 15-16 de mayo de 1961 , para una discusión más completa): entrevista con Mrazek. El debate sobre los méritos de un sitio de lanzamiento ecuatorial o una capacidad de lanzamiento marítimo móvil continuó durante varios años con audiencias en el Congreso en la primavera de 1961. El Vicealmirante John T.

(7) Laboratorio de lanzamiento de misiles, "Proyecto Saturno, Instalaciones para el sitio de lanzamiento", sin fecha

¿Por qué la NASA no se traslada a otro lugar ahora? La respuesta es simple: ante todo, el COSTO. Construir toda la infraestructura de apoyo desde cero en un lugar nuevo es muy, muy costoso y no traerá ningún dinero ya que la NASA no realiza lanzamientos comerciales .

Referencias:

• Moonport: una historia de las instalaciones y operaciones de lanzamiento de Apolo. Por Charles D. Benson y William Barnaby Faherty. SP-4204 de la NASA. http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4204/contents.html

Me gustaría agregar mi propia respuesta basada puramente en matemáticas , que no es tan compleja como puede pensar (pero explico cada término y todo lo demás para que parezca largo). Solo necesitamos un par de ecuaciones.

Primero la ecuación del cohete de Tsiolkovsky :

$V_f = V_e \ln(\displaystyle \frac{m_i}{m_f})$

(Pronto, necesitaremos que esto se reorganice para$m_f$, cual es$m_f = \displaystyle \frac{m_i}{e^\frac{V_f}{V_e}}$)

$V_f$es la velocidad final, o delta v, o cambio de velocidad. Si va de 0 a 10 km/s, entonces 10 km/s será su velocidad final.

$V_e$es la velocidad de escape efectiva, que es básicamente qué tan rápido se expulsa el escape del motor. Cuanto más rápido, mejor.$V_e$es equivalente al impulso específico (en segundos) multiplicado por g (9,80665 m/s/s).

$m_i$y$m_f$son las masas inicial y final de todo el cohete. Ambas son masas totales .

(Los$\ln$parte es un logaritmo natural, que es log base e (2.718...). Si no sabe cuáles son, no se preocupe, simplemente use una calculadora. Sin embargo, cabe destacar que este logaritmo hace que la ecuación sea exponencial ).

En segundo lugar, necesitamos conocer la velocidad tangencial de la superficie de la Tierra , según la latitud.

La velocidad tangencial ecuatorial será$\displaystyle \frac{2\pi*6,371,000}{86,164}$= 464,58 m/s . (radio de la tierra = 6371 km, período de rotación lateral = 86164 segundos, que en realidad son 23 horas, 56 minutos, 4 segundos, ni siquiera 24 horas).

Para otras latitudes, multiplique por el coseno de la latitud. A 45 grados norte (o sur para el caso), la velocidad tangencial al suelo será$464.58 * \cos(45°)$= 328,51 m/s . (Tenga cuidado de que su calculadora esté en modo de grados, no en radianes).

Una cosa más que necesitamos saber es la velocidad orbital que necesita nuestro satélite. Esto suele ser de 7,8 km/s, SIN EMBARGO: debido a la resistencia aerodinámica, la resistencia a la gravedad y cierta aceleración vertical obvia, el cohete portador típico necesita enviar su carga útil a algo así como 9,7 km/s . Esta es la figura que usaré.

Entonces, para órbitas progresivas, el delta v real que necesita su cohete es de 9,7 km/s menos la velocidad respecto al suelo. Obviamente, cuanto mayor sea la velocidad con respecto al suelo, menos trabajo tendrá que hacer nuestro cohete. Esto es lo que impulsa los sitios de lanzamiento hacia el ecuador.

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Ahora elijamos algunas cifras para la etapa final de nuestro cohete. Elegiré algunos basados ​​en la etapa final (tercera) de la Soyuz.

Digamos que esta etapa final puede llevar una carga útil de 7 toneladas hasta 4 km/s. Su masa total es de 30 toneladas (incluida la carga útil), mientras que su masa en vacío es de 9,3 toneladas (incluida la carga útil). Esto implica que la tercera etapa vacía sin la carga útil es siempre de 2,3 toneladas y la velocidad de escape efectiva es de 3,415 km/s.

Ahora, con un impulso de la velocidad de avance en el ecuador, la etapa final solo necesita llevar esta carga útil a 3,535 km/s. Por lo tanto, podemos eliminar algo de combustible y agregar algo de masa de carga útil. Esto mantendrá constante la masa total, porque solo estamos intercambiando combustible por carga útil.

Este es el beneficio del aumento de la velocidad de avance: aumentar la masa de la carga útil al reducir el delta v necesario.

Así que ahora es el momento de un gráfico gigante:

$$\begin{array}{|c|c|c|c|c|} \hline \text{site} & \text{latitude} & \text{ground speed} & \text{final stage needed speed} & \text{Final Stage Masses}\\ \hline \text{Equator} & 0° & \text{465 m/s} & \text{3.535 km/s} & \text{mf = 10.655 t, payload = 8.355 t}\\ \hline \text{Korou} & 5° & \text{463 m/s} & \text{3.537 km/s} & \text{mf = 10.649 t, payload = 8.349 t}\\ \hline \text{US Virgin Islands} & 10° & \text{458 m/s} & \text{3.542 km/s} & \text{mf = 10.633 t, payload = 8.333 t}\\ \hline \text{Cape Canaveral} & 28° & \text{411 m/s} & \text{3.589 km/s} & \text{mf = 10.488 t, payload = 8.188 t}\\ \hline \text{Tanegashima} & 30° & \text{403 m/s} & \text{3.597 km/s} & \text{mf = 10.464 t, payload = 8.164 t}\\ \hline \text{Baikonur} & 46° & \text{323 m/s} & \text{3.677 km/s} & \text{mf = 10.221 t, payload = 7.921 t}\\ \hline \text{Plesetsk} & 62° & \text{218 m/s} & \text{3.782 km/s} & \text{mf = 9.912 t, payload = 7.612 t}\\ \hline \text{North Pole} & 90° & \text{0 m/s} & \text{4.000 km/s} & \text{mf = 9.300 t, payload = 7.000 t}\\ \hline \end{array}$$

Entonces, al comparar sus dos casos, Korou y Cabo Cañaveral, vemos que podemos obtener hasta 161 kg adicionales de carga útil. Puede que no parezca mucho, pero tenga en cuenta que estamos pagando decenas de miles de dólares por cada libra que ponemos en el espacio.

Del mismo modo, una reducción de 52 m/s tampoco puede parecer mucho, pero la naturaleza exponencial de la ecuación del cohete de Tsiolkovsky significa que esto no es nada despreciable.

En caso de que te estés preguntando acerca de las diferencias muy pequeñas al principio, pero las diferencias más grandes después, mira este gráfico , porque la función coseno también es exponencial. 45 grados está a mitad de camino entre el polo y el ecuador (50 por ciento), pero toma el coseno y obtienes algo más cercano al 71 por ciento.

Pero adivina que. No ha terminado:

• Esto sólo se aplica a los lanzamientos hacia el este . Si estás a 46 grados norte y lanzas hacia el este, tu sputnik termina en una órbita inclinada 46 grados. ¡Pero Baikonur se lanza en una órbita de 51,6 grados y solía lanzarse en una órbita inclinada de 63 grados! Esto es para mantener el sputnik sobre Rusia, no China, para la fase inicial en caso de que el cohete falle y el sputnik (o Soyuz con personas a bordo) vuelva a caer. Para estas otras inclinaciones, necesitarás hacer una resta vectorial en una sola dimensión para encontrar la velocidad necesaria del cohete.

• Los sputniks espía suelen entrar en órbita polar (alrededor de una inclinación de 90 grados). Así que una gran velocidad de avance es en realidad algo malo. En realidad, esto lleva a los sitios de lanzamiento hacia los polos , si se trata de un sitio de lanzamiento destinado a sputniks de espionaje, como el cosmódromo de Plesetsk.

• Hay una forma alternativa de aplicar los beneficios: mantener constante la masa de la carga útil, pero enviarla a una órbita más alta.

• Si se lanza a una órbita retrógrada (opuesta a la forma en que gira la Tierra), entonces estar más cerca del ecuador es una desventaja . Israel enfrenta este problema ya que la única dirección segura para lanzar sus cohetes orbitales es hacia el oeste. Creo que orbitan las cosas con una inclinación de aproximadamente 120 grados.

• La latitud no es el único factor en la elección de sitios. Otros factores incluyen el clima, la seguridad (la URSS eligió un área interior central para esto) y la transportabilidad (Cabo Cañaveral es transportable en barcazas marítimas, por lo que pueden enviar cohetes enormes sin problemas).

• No asumas que la proporción de masas para dos ejemplos cualquiera en el gráfico será la misma proporción para las mismas latitudes de un cohete diferente. Realmente necesita mirar la etapa final del cohete, ver qué es Ve y otros parámetros. Luego use esos números en las ecuaciones y haga su propia tabla.

• La Tierra no es una esfera perfecta. El radio ecuatorial es en realidad un poco más de 6371 km. También puede haber una montaña o meseta en algún lugar que daría un impulso decente por un radio adicional (lo que produce una velocidad de avance adicional) y una altura adicional sobre el nivel medio del mar (lo que produce una menor aceleración vertical necesaria). Por supuesto, las áreas remotas e inhóspitas incurren en sus propios gastos si realmente está pensando en construir allí, pero este tipo de impulsos generó una vez el concepto de cohetes lanzados desde globos, y todavía hoy se habla de cohetes lanzados desde aviones, así como esos exóticos sistemas de lanzamiento como el Launch Loop que puede subir por la ladera de una montaña para obtener el mismo impulso físico de "Newton's Cannonball".

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Bien. Ahí está mi respuesta basada puramente en matemáticas. Si se atreve, puede conectar su propio ejemplo y descubrir los beneficios exactos para su caso específico.

De la respuesta de DrZ214

Entonces, al comparar sus dos casos, Korou y Cabo Cañaveral, vemos que podemos obtener hasta 161 kg adicionales de carga útil. Puede que no parezca mucho, pero tenga en cuenta que estamos pagando decenas de miles de dólares por cada libra que ponemos en el espacio.

Entonces, desde el punto de vista de la NASA, podrían agregar varios millones de dólares de valor de carga útil a un lanzamiento si lo hicieran desde, por ejemplo, las islas Marshall (a solo unos pocos grados del ecuador, donde se han lanzado algunos cohetes estadounidenses). ) o Puerto Rico (18 grados norte) Pero esta ventaja de costo se ve anulada por el costo de la logística y las comunicaciones con un sitio de lanzamiento remoto.

No entraré en temas históricos de la NASA ya que Deerhunter ya los ha discutido, pero daré cuenta de la situación de la ESA.

Hay dos países de la ESA (España e Italia) que tienen un territorio de fácil acceso a 36 grados Norte en la región del Mediterráneo. 36 grados es ligeramente peor que Cabo Cañaveral, pero mejor que Baiknour. El problema más importante es que la región del Mediterráneo es tanto una ruta de navegación concurrida como una región que contiene muchos países diferentes y, a menudo, densamente poblados, lo que dificultaría enormemente la aprobación.

Cuando se formó la ESA en 1975, Francia ya había lanzado varios cohetes desde Kourou en la Guayana Francesa. Tiene mar abierto hacia el este, por lo que tiene una ubicación ideal desde el punto de vista de la seguridad del alcance (que era un gran problema en tiempos en que los países confiaban mucho menos entre sí).

Francia ofreció el sitio para uso de la ESA. Debería haber sido una obviedad seleccionar Kourou como el sitio de la ESA, ya que evitaría todos los problemas regulatorios y de seguridad nacional (así como cualquier argumento de orgullo nacional sobre en qué país debería estar el sitio de lanzamiento) que (dado la lentitud de las colaboraciones multigubernamentales europeas) podría haber paralizado el programa durante décadas.

En conclusión, la elección de Kourou en la Guayana Francesa por parte de Francia y la ESA se debió en parte al problema de deltaV, pero tuvo más que ver con la política y la seguridad de alcance. También cabe señalar que en 1975 el Telón de Acero no estaba lejos de la frontera italiana y España estaba pasando de la dictadura a la democracia, por lo que ninguno de estos países era realmente una opción viable en ese momento.