¿Una Starship completamente alimentada en LEO tiene una carga útil de 0 kg a Júpiter?

Entonces, estaba investigando la masa de carga útil que un Centaur V completamente alimentado podría enviar a Júpiter y usé la fórmula presentada en esta respuesta para crear un gráfico C3. Para divertirme un poco, también investigué la capacidad de carga útil de Starship y me sorprendió descubrir que tenía una capacidad de 0 kg en esa órbita; llega a 0 en 63.37 k metro 2 / s 2 , muy por debajo de los ~82 k metro 2 / s 2 . El gráfico se basa en el gráfico C3 presentado aquí . ¿Mi ejercicio es incorrecto o una Starship con combustible completo no tiene la capacidad de enviar una carga útil a Júpiter? Esto es algo pertinente dadas preguntas como esta .

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En una nota al margen, también hice cálculos delta-v para él y descubrí que tiene mucha carga útil para Júpiter; 86 toneladas. ¿Las suposiciones delta-v de este gráfico son demasiado optimistas o no se puede usar delta-v para predecir la masa de la carga útil o este gráfico es correcto y el gráfico C3 incorrecto?

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editar: Así que también investigué las capacidades del espacio profundo de EUS y esto me confunde. Los parámetros de ingeniería provienen de este documento . La carga útil lunar del EUS aquí tiene una mayor capacidad que la que se muestra en este gráfico C3 , lo cual tiene sentido porque EUS, cuando viaja en SLS B1B, se despliega en una trayectoria suborbital y perdería algo de rendimiento. Sin embargo, una vez que llegamos a Júpiter, termina siendo de 2,83 toneladas, muy por debajo de las 8 toneladas de SLS B1B, lo que no tiene sentido dado que su rendimiento debe potenciarse. ¿Este método para calcular el rendimiento de C3 es simplemente inexacto? (@uhoh ayuda por favor)

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¿Está Starship realmente planeado tener> 160t a Marte? ¿Cuáles son estos números para el peso vacío/lleno? No parecen coincidir con lo que encuentro en Wikipedia.
@asdfex Ahora me doy cuenta de que estaba usando el número incorrecto para la masa total (1200 toneladas, que es la masa propulsora frente a 1320 toneladas para la masa total), lo que eleva el C3 máximo a 69,6, pero esto sigue siendo la abreviatura de Júpiter (el gráfico se actualizó como tal ). En SS PUG, tienen más de 100 toneladas en la superficie de Marte, por lo que> 160 t en TMI no es eso.
Esto no parece inherentemente sorprendente. Starship tiene una masa seca mucho más alta, lo que lo hará ineficaz para un delta-V muy alto (la misma razón por la que no llevaría un transbordador espacial a GEO oa la Luna). La forma más obvia de evitar esto es reabastecerse de combustible: lanzar dos o más Starships en una órbita terrestre muy elíptica y repostar uno desde el otro (s). El petrolero con combustible luego sale, mientras que los camiones cisterna secos vuelven a entrar en su próximo perigeo. Aún más extremo, lo mismo con una órbita solar elíptica.
@SteveLinton: De hecho, la arquitectura de Starship se basa en el reabastecimiento de combustible robótico. Así es como funciona la "carga útil a LEO es carga útil a cualquier lugar".
@asdfex Esa es una etapa Centaur V, que es más grande™. Sin embargo, me animó a buscar un poco más los números (originalmente basados ​​en estimaciones de la NSF) y encontré un mejor número para la masa propulsora en la comparación de la etapa superior de ULA, que reduce la masa total de ~75 a ~58,5.
En su edición, ¿se refiere a la Fig. 3 en el PDF frente a la diapositiva 2? Los valores me parecen casi idénticos. El PDF muestra un rango de 38-42 t a la órbita lunar, la diapositiva muestra un valor único en 42 t.
Y, la pregunta en su edición ya está respondida, vea mi último párrafo. "LEO" no es algo fijo. Para las cargas útiles "lunares" pesadas, es relativamente más bajo que para las cargas útiles diminutas de "Saturno".
@asdfex Incluso para una carga útil de Júpiter (relativamente ligera) de 8 toneladas, SLS 1B seguirá poniendo EUS en una trayectoria suborbital porque eso tendría una masa de 148 toneladas, mucho más de lo que SLS puede poner en órbita sin una segunda etapa. Pero de alguna manera, a pesar de estar en una trayectoria suborbital, el EUS allí tiene 8 toneladas para Júpiter en comparación con mi EUS que tiene 2,83 toneladas y debería tener más. (También estoy comparando mi gráfico anterior (en esta página web en la pregunta), con el de las cargas útiles de NTRS)

Respuestas (1)

Esta es solo una respuesta parcial, pero hay dos factores principales que hacen que el rendimiento de los tres vehículos no sea comparable en absoluto.

Hay dos razones por las que Starship es mucho peor para misiones con un C3 grande, y ambas son características de diseño:

Primero, está construido para aterrizar (repetidamente) en planetas. Esto lo hace mucho más resistente que otras segundas etapas. La relación de peso seco a húmedo es de aproximadamente 10 para Starship y de alrededor de 20 para los otros dos. El 90 % de combustible en comparación con el 95 % de combustible marca una gran diferencia: en comparación con el F9SS, produce un 30 % menos Δ v .

Tenga en cuenta que esto no está relacionado con el tamaño del cohete, ya que Starship es casi 20 veces más pesado que los otros dos, pero solo es relevante la proporción de combustible a peso seco.

En segundo lugar, utiliza C H 4 / L O X como combustible en comparación con L H 2 / L O X para Centauro. Su velocidad de escape efectiva es de 3700 m/s y 4400 m/s, respectivamente. Esto da otro gran éxito en el rendimiento en un 16%.

Ambos factores juntos le dan a Centaur un rendimiento que es un 40% más alto que Starship si ambos comienzan con el combustible completo desde LEO. Obviamente, esta no es una comparación justa porque solo se puede repostar Starship, pero da una idea de las diferencias entre los vehículos. Por otro lado, estamos discutiendo el límite de rendimiento de carga útil pequeña, lo que le da a la primera etapa de cada lanzador la oportunidad de hacerse cargo de una gran parte de la propulsión necesaria para llegar a LEO, es decir, las segundas etapas estarán bastante llenas al alcanzar LEÓN.

Aquí hay una gráfica que compara el rendimiento real estimado de un F9SS medio lleno (en amarillo) y un Starship reabastecido (en púrpura). Si agregamos la capacidad de reabastecimiento de combustible a F9SS, terminamos con la curva azul. Del mismo modo, si eliminamos la robustez para el aterrizaje de Starship y la hacemos un 50% más liviana, terminaremos con la curva verde.C3 de Starship y F9SS

Tenga en cuenta que esta gráfica solo es válida para el caso de LEO como punto de partida, lo cual no es correcto. Con una carga útil ligera, las segundas etapas pueden llegar a una órbita mucho más alta antes de recargar combustible y, por lo tanto, pueden alcanzar un C3 mucho más alto.

Además, si Starship termina dominando el mercado LEO y hay mucho interés en enviar cosas a Júpiter, no hay una razón fundamental por la que uno no pueda cargar un Centaur modificado en un Starship y dejar que el caballo de batalla de hidrolox maneje el segundo a mitad de camino a cualquier lugar. Casi sucedió con el transbordador.
@TooTea ¿Eso suena como un vehículo que llega a Plutón en unos pocos meses?
¿Una Starship completamente alimentada en LEO tiene una carga útil de 0 kg a Júpiter?
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