¿Cuáles son los criterios para colocar el tanque de oxígeno encima o debajo del tanque de combustible para una determinada etapa de un cohete?

"Stages to Saturn, A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles" de Roger E Bilstein (también NASA SP-4206, disponible en http://history.nasa.gov/SP-4206/contents.htm y en otros lugares) es un gran referencia sobre decisiones de diseño en los cohetes Saturno V. Una de las cosas que nota varias veces es que los propulsores criogénicos causan problemas de congelación con los otros propulsores.

La etapa I del Saturno V es LOX y RP1. Del Capítulo 7 (pg 191 en el libro):

El problema especial del tanque LOX involucraba las líneas de alimentación que conducían a los motores sedientos a unos 15 metros por debajo de los tanques de combustible. Para hacer el trabajo, el S-IC usó cinco líneas de succión LOX, que llevaban oxidante a los motores a 7300 litros (2000 galones) por segundo. Para lograr tasas de flujo tan altas, las líneas no podían doblarse alrededor del exterior del tanque de combustible; por lo tanto, los diseñadores los introdujeron directamente en el corazón del tanque de combustible. Esto, a su vez, causó problemas de fabricación considerables, porque significaba cinco orificios adicionales tanto en la parte superior como en la inferior del tanque de combustible y presentaba la dificultad de evitar el combustible congelado alrededor de las líneas LOX súper frías. La solución de ingeniería para esto incluía un sistema de túneles, cada uno de los cuales encerraba una línea LOX, especialmente diseñada para transportar una capa eficaz de aire aislante. Aún así, las líneas circundantes de combustible más caliente crearon algunas dificultades térmicas para mantener las líneas LOX adecuadamente frías. Entonces, el S-IC usó parte de su helio suministrado desde tierra para burbujear a través de las líneas LOX y mantuvo el líquido mezclado a una temperatura suficientemente baja para evitar la ebullición destructiva y la formación de géiseres, o la creación de cavidades igualmente destructivas en las bombas LOX.

Entonces, en el SI (Saturn V Stage 1), desea evitar convertir el RP-1 en un granizado y al mismo tiempo suministrar el LOX a los motores como líquido. El S-II (Saturn V Stage 2) en realidad tiene un diseño térmico similar a su manera, pero el elemento más frío (ahora LH2) en el escenario se apila nuevamente encima y fluye más allá del elemento más cálido (ahora LOX).

Podría jurar que hay frases en este sentido que simplemente no encuentro en esta lectura, pero la idea básica es que si congelas las cosas en las líneas, el cohete está acabado, pero si estás fluyendo líneas frías más allá de un Tanque más caliente Es probable que el equilibrio de la transferencia de calor mantenga las líneas frías ligeramente calientes y el tanque caliente ligeramente frío, y todo sigue funcionando.

De Sutton, "Elementos de propulsión de cohetes", edición de 1976:

Los tanques se pueden disponer de diversas formas y el diseño del tanque se puede utilizar para ejercer algún control sobre el cambio en la ubicación del centro de gravedad.

Como en todo desarrollo aeroespacial, la disposición del tanque de refuerzo es una compensación de diseño. Se compensaría la minimización del peso estructural y el costo general del sistema. Dudo seriamente que las consideraciones térmicas jueguen un papel importante en la disposición de los tanques; el propulsor solo recibe combustible por un corto tiempo y el tiempo de vuelo es aún más corto. Las consideraciones más importantes son lo que le sucede al CG durante el drenaje del propulsor y los efectos sobre la estabilidad general del sistema. El tamaño total del escenario y su capacidad para usarse con instalaciones existentes o planificadas también es un factor.

En resumen, no hay una respuesta simple y las diferentes configuraciones que se encuentran en los amplificadores existentes muestran los resultados de estas compensaciones.

Un factor es la densidad relativa de los propulsores; colocar el más denso más alto en la pila da un centro de gravedad más alto, lo que es ventajoso para la estabilidad aerodinámica (piense en una flecha o en lanzar un dardo con su cabeza pesada). LOX es más denso que el queroseno o el hidrógeno líquido, por lo que, en general, lo desea en la parte superior.

En el caso de las etapas Saturn V S-II y S-IVB, a diferencia de sus otros ejemplos, hay un solo recipiente con un mamparo común que separa el tanque LOX y LH. Puede haber una razón de carga estructural para colocar el propulsor de hidrógeno más liviano encima, o una razón de control de la temperatura para colocar el más frío encima, más lejos del escape del cohete.

Para ubicar el centro de gravedad hacia la parte superior, en el caso de los propulsores criogénicos es teóricamente deseable colocar el tanque de hidrógeno más cerca del motor para aprovechar la mayor altura del tanque de hidrógeno y el mayor peso del oxígeno. para un control eficaz del vector de empuje. Sin embargo, para las etapas superiores criogénicas se suele hacer lo contrario (p. ej., para las etapas superiores Centaur y ESC-A), ya que un tanque de oxígeno pesado montado debajo del tanque de hidrógeno produce una caja de carga de dimensiones más pequeñas y, por lo tanto, una masa menor para esta etapa. (Manual de tecnología espacial, Wilfried,Ley,Klaus,Wittman,Willi

CG, el centro de gravedad suele ser la razón para colocar el LOx por delante del combustible, pero en el Saturn con la estructura de empuje del motor F-1, no querrá enfriarse junto al LOx si el LOx estuviera detrás. Con las etapas 2 y 3 como se mencionó anteriormente, el LH2 estaba por delante del LOX, pero el LH2, al ser mucho más bajo en densidad y temperatura que el LOx, sería la misma razón, manteniendo la estructura de empuje del frío, en este caso 421 bajo cero de LH2 vs solo 300 por debajo de LOx.

Dentro de la atmósfera, son posibles grandes fuerzas debido a la cizalladura del viento, por lo que se necesita mucho control del vector de empuje y tener el centro de gravedad hacia adelante reduce el ángulo de cardán necesario del motor para mantener el control del vehículo mediante el centro de gravedad delantero, lo que reduce la inestabilidad aerodinámica del vehículo. . Una vez fuera de la atmósfera (es decir, las etapas superiores) no hay fuerzas aerodinámicas y un ángulo de cardán más pequeño puede controlar la etapa, por lo que ahora es posible el peso más ligero de la estructura producida al colocar el centro de gravedad de la etapa más cerca de la carga de los motores. Esto lo aprendí de un ingeniero al que se le pidió que hiciera una simulación 6D de un vehículo que usaba solo la primera etapa de un misil sólido de varias etapas. pero descubrió que el TVC (ángulo de cardán) de la primera etapa era insuficiente para hacer que la primera etapa pudiera volar porque el CG para la primera etapa solo era insuficiente hacia adelante sin las etapas superiores para ser controlable en la atmósfera. Tenga en cuenta que el Saturn 1B donde el lox no se colocó delante del combustible usó aletas móviles para aumentar la maniobrabilidad debido al cardán de los motores. Además, solo los 4 motores exteriores fueron cardanizados limitando la fuerza de control.