Respuesta del transbordador

Actualización: Corregí un error (enorme) que penalizaba incorrectamente al vehículo por elevar la carga útil nominal a MECO-1, cuando la pregunta era sobre eliminar una carga útil nominal a favor de impulsar el ET vacío a una órbita estable.

Usando números aproximados, costaría todo / no funcionaría. Poner el ET en órbita habría eliminado la capacidad del transbordador para transportar cualquier otra carga útil, y un ET utilizado durante el lanzamiento necesitaría una modificación significativa para ser útil para cualquier otra cosa.

Primero las matemáticas, luego algunas otras razones por las que esto parece una mala idea.

Matemáticas

suposiciones

• masa de ET (peso estándar) = 35.000 kg
• masa de capacidad de carga útil típica = 22.700 kg
• masa seca del orbitador = 82,288 kg (usando el mayor de los números porque el orbitador no está realmente seco al agotarse, por lo que este conservadurismo ayuda a tener en cuenta los residuos, la tripulación, otros fluidos consumibles, etc.)
• impulso específico de los motores OMS = 316 s
• $\Delta v$requerido para circularizar la órbita después de MECO = 150 m / s (ver otra respuesta para la justificación)

Cálculos

Para una trayectoria de ascenso nominal, se pueden colocar 140 000 kg en la órbita MECO-1, que se divide entre ET, Orbiter y Payload.

Nominalmente, luego se escenifica el ET, que redujo la masa antes de la quema de circularización OMS a 105,000 kg. Usando la ecuación del cohete, podemos calcular el propulsor OMS requerido para esa quema:

$mp_{nominal} = mf_{nominal} \cdot \left(e^{\frac{\Delta v}{g \cdot I_{sp}}} - 1\right)$

$I_{sp} = 361 s$

$g = 9.81 \frac{m}{s^2}$

$\Delta v = 150 m/s$

$mf_{nominal} = 105,000 kg$

$mp_{nominal} = 4,542.91kg$

Si en cambio queremos elevar la órbita de toda la masa MECO-1, obtenemos un peso propulsor mayor.

$mp_{BoostET} = mf_{BoostET} \cdot \left(e^{\frac{\Delta v}{g\cdot I_{sp}}} - 1\right)$

$mf_{BoostET} = 140,000 kg$

$mp_{BoostET} = 6,057.22 kg$

Por lo tanto, impulsar el ET requiere 1.514 kg adicionales de propulsor OMS. Esto es menos que la asignación de carga útil de 22,700 kg, por lo que parece posible (aunque el transbordador tendría que ser reacondicionado para contener propulsor OMS adicional en la bahía de carga y suministrarlo a los motores OMS, seguramente posible, pero no trivial).

_{Nota: una opción obvia para aumentar el rendimiento es usar los SSME de impulso específico más alto en lugar de los motores OMS para la quema de circularización. Esto requeriría una trayectoria de ascenso directo (posible, pero probablemente solo para órbitas de baja altitud), o la capacidad de reiniciar los SSME (o al menos uno de ellos). Nuevamente posible pero no trivial.}

Desafíos

Pero a pesar de la viabilidad técnica de primer orden, habría importantes desafíos asociados con este enfoque.

El problema principal es que al llegar a la órbita, el tanque necesitaría una revisión significativa para ser útil. Recuerde, no fue diseñado para ser un hábitat, fue diseñado para contener combustible y oxidante para el transbordador durante el ascenso. Cualquier adaptación para que tenga un doble propósito tendría una penalización por costo o peso. Más importante aún, cualquier modificación en órbita sería una misión adicional, probablemente EVA de los astronautas en misiones de seguimiento.

Una vez vacío, el tanque también es un objeto (relativamente) liviano para su tamaño (es decir, tiene un bajo coeficiente balístico). Esto haría que volviera a entrar más rápidamente que las cargas útiles típicas, que podrían ser 2/3 de la masa pero (tal vez) 1/10 de la sección transversal. Esto requeriría poner el ET en una órbita más alta de lo normal (reduciendo la masa disponible para otra carga útil) o trabajar en un reloj para agregar propulsión de mantenimiento de estación adjunta a la cáscara del ET (antes de salir de órbita).

Así que moderaré mi respuesta original y diré que, técnicamente, este enfoque probablemente era factible, pero probablemente sea costoso y represente una evolución no trivial para un programa que históricamente luchó por mantener una alta tasa de vuelo, demostrar un buen historial de seguridad u operar asequible.

AlenSE, Erik tiene el corazón de la respuesta.

En pocas palabras, en el momento de la separación del tanque externo del transbordador, el ET tiene velocidad orbital completa junto con el resto del transbordador. Pero debido a que el ET no es parte del Transbordador cuando el Transbordador circulariza su órbita con un encendido OMS, la órbita del ET se cruza con la superficie de la Tierra en el punto del Océano Índico.

Si un transbordador completamente cargado intentara hacer circular su órbita con el ET aún conectado, el OMS tendría que gastar aproximadamente un 35 % más de propulsor para la quema de lo normal. No sé si el OMS tiene ese tipo de exceso de capacidad, aunque creo que sí. Pero en el peor de los casos, espero que si la carga útil en la bahía del transbordador se expulsa a la órbita después de la quema de circularización, el OMS tendría la capacidad total necesaria.

Entonces, la respuesta corta es, creo que un transbordador completamente cargado podría haber llevado el ET hasta LEO, siempre que la misión de la carga útil requiriera que se dejara en órbita.

Tenemos la ecuación del cohete sobre dos segmentos.

• v_e = 4440 m/s
• v2 = 150 m/s
• v1 = 7900 m/s - 150 m/s = 7750 m/s
• Masa propia del orbitador = m_o = 68,585 kg
• Carga útil (orbitador interior) = m_p = 24 400 kg
• depósito externo = m_t = 35.000 kg

Me referiré a 4 valores de masa diferentes.

• mL - la masa en el lanzamiento
• m2 - la masa justo antes de MECO
• m2' - la masa justo después de MECO (si hay una separación)
• m3 - la masa que lo hace orbitar

La esencia del problema es que tenemos un caso de referencia en el que la masa cae por la masa del tanque externo en la separación, y luego queremos saber cuánto tenemos que disminuir el peso de la carga útil para alcanzar la órbita con el tanque externo, lo que significa que m2=m2'. Pero primero, debemos completar todos los valores para el caso de referencia.

• m3 = m_o + m_p = 68 585 kg + 24 400 kg = 92 985 kg

La masa después de la separación se puede encontrar a partir de la ecuación del cohete. Agregue la masa del tanque externo para encontrar la masa justo antes de la separación.

• m2' = (92.985 kg) * exp( (150 m/s) / (4.440 m/s) ) = 96.180 kg
• m2 = 96 180 kg + 35 000 kg = 131 180 kg

Aplique la ecuación del cohete una vez más para encontrar la masa en el despegue.

• mL = (131,180 kg) * exp( 7,750 / 4,440 ) = 751,496 kg

El peso real en la plataforma de lanzamiento es de 2 millones de kg. Sin embargo, solo necesito algo para aplicar de manera consistente en este momento entre los dos casos. Este grado de error era bastante predecible, ya que utilicé una velocidad de combustible demasiado alta y no tuve en cuenta otros materiales estructurales.

-------- caso de referencia final ---------

Volviendo a la premisa, ponemos el ET en órbita sacrificando el peso de la carga útil. Eso cambiará el peso del transbordador espacial en la plataforma de lanzamiento, y ahí radica la dificultad. Para este problema, sin embargo, podemos aplicar una ecuación de cohete de una sola etapa a la velocidad orbital completa porque en nuestro modelo falso no hay separaciones en absoluto.

Introduciré nuevas variables primadas. Considérelos definidos por las siguientes ecuaciones.

• mL = mL' + m_p = 727 096,026 kg + m_p
• m3 = m3' + m_t + m_p = 68 585 kg + m_t + m_p

• m_p = ( 727,096.026 - ( 68585 + 35000 ) * exp( 7900/4440 ) ) / exp( 7900/4440 ) = 19,120 kg

La masa de la carga útil se redujo en 5280,5 kg según mis cálculos. Eso suena razonable: que perdamos 5 toneladas de carga útil para empujar 35 toneladas de material del tanque en el último tramo del camino a la órbita.

Ahora, con respecto a la otra respuesta:

Para ser un poco más precisos, la suma de la masa de quemado del orbitador y la ET, el impulso específico de OMS y el ΔV requerido se pueden conectar a la ecuación del cohete para resolver cuánto exceso de masa de carga útil está disponible. La respuesta es un número negativo.

Creo que me di cuenta de lo que pasó aquí. creo que es esto:

m_p = ( (106 780 kg) - (103 585 kg) exp( (150 m/s) / (4440 m/s) ) ) / ( exp( (150 m/s) / (4440 m/s) ) - 1) = -10 601.5052 kilogramos

Este cálculo y número proviene de aplicar la ecuación del cohete a la etapa final, después del MECO. El problema con ese cálculo es que está reduciendo el peso de la carga útil, pero no tenga en cuenta el hecho de que tendrá más combustible en (lo que era anteriormente) MECO porque redujo la carga útil. Básicamente, esta es una aplicación de un segmento de la ecuación del cohete y no obtiene la respuesta correcta. Debido a la naturaleza de la bestia, debe considerar dos segmentos de aplicación.

No estoy seguro de poder darle una cantidad específica de propelente, pero puedo darle una respuesta al dorso del sobre. Tal vez alguien pueda agregar detalles de los documentos del programa Shuttle.

El Tanque Externo (ET) se desprendió poco después del Corte del Motor Principal (MECO). Después de eso, el Transbordador realizó uno o más arranques de OMS dependiendo de cuándo se realizó el lanzamiento en la historia del Programa. Estas quemaduras elevaron el perigeo de la órbita y la circularizaron. Las cápsulas OMS tenían unos 300 m/s delta-V disponibles solo para el Orbiter. Haciendo una estimación aproximada de que la mitad (?) de esto (150 m/s) se usó para la inserción orbital y la mitad se usó para la quema de desorbitar, necesitaría proporcionar 150 m/s adicionales de delta-V al ET para ponerlo en la órbita baja del transbordador.

Tenga en cuenta que un ET a esta altitud volvería a entrar rápidamente debido a la pequeña pero significativa resistencia atmosférica. Por lo tanto, tendría que agregar delta-V adicional para elevar aún más la órbita o planear reiniciar el tanque cada 90-180 días como lo hace la ISS.

Tampoco olvides la ecuación del cohete. Además de proporcionar el delta-V adicional al ET, debe proporcionar delta-V adicional para el combustible que utiliza para proporcionar este delta-V adicional y así sucesivamente, y así sucesivamente, y...

Muchas de las cifras que se ofrecen aquí para masas de varios componentes parecen incorrectas, y definitivamente hay un error tipográfico en el Isp dado para los motores Orbiter OMS: en realidad son 316 segundos, no 361.

Creo que el Orbiter en realidad acumuló más que las cifras dadas aquí, y el ET en general mucho menos: 116-120 toneladas para Orbiter todo en la plataforma, 30 a 26 toneladas para un tanque seco, que contiene 725 toneladas de oxígeno e hidrógeno. en el lanzamiento, conectado a dos SRB, cada uno con una masa de 88 toneladas vacías con 500 toneladas de propulsor cada uno sumadas a 2050 en la plataforma en total.

Aquí hay un enlace al sitio de Norbert Brügge:

http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_1/Space_Shuttle/Description/Frame.htm

Proporciona una carga máxima constante de OMS de 21,65 toneladas, lo que implica que la carga variaría de una misión a otra. Los pesos de despegue, excluyendo las cargas útiles, varían para varias generaciones de Orbiter y vuelo, pero están cerca de las 100 toneladas, entre 94,4 y 105,5, creo que la masa incluye el propulsor OMS y varía en gran medida por esa razón. Las cargas útiles dadas plantean algunos signos de interrogación serios en algunos casos, pero tenga en cuenta cómo la última década de uso del transbordador redujo las cargas por debajo de las 15 toneladas, porque presumiblemente eran en su mayoría misiones a la ISS, que es significativamente más alta en órbita que las más bajas que lo harían. maximizar la carga útil; además, la ISS tiene una inclinación de 51,64 grados, lo que hace que llegar a ella desde Cañaveral sea más difícil. Cuanto más nuevo era el modelo Orbiter, más ligero era, por lo que solo Endeavour,

Dado que la discusión aquí es poner un ET en órbita, supongo que deberíamos mirar los estándares para las misiones tardías a la ISS. Como alternativa al uso de un ET como elemento estructural de la estación espacial, es posible que deseemos orbitar uno para reabastecerse gradualmente de combustible para una misión pesada en el espacio profundo, pero nada mejor que un transbordador o quizás un lanzador pesado Titan V capaz de quizás 30 toneladas a LEO, ¡No estaríamos rellenando un tanque tan rápido! Además, sus propulsores tenderían a evaporarse, especialmente el hidrógeno, por lo que necesitaríamos un tonelaje adicional para volver a licuar el hidrógeno (usando hidrógeno frío, recondensar oxígeno es muy fácil), todo apunta a operaciones de altitud de la estación espacial.

Mirando las últimas dos columnas del segundo conjunto de tablas de "diseño" de Brügge, tenemos cargas útiles de poco menos de 15 toneladas, todas las masas de lanzamiento casi exactamente 2050 toneladas (esas son muy consistentes en toda la gama de todos los lanzamientos de STS desde 1981 hasta 2011) , Endeavour concentrando 101,5 menos la carga útil (por lo tanto, 116,5 en total), ET seco de 27 toneladas, 726 toneladas de combustible en él, y los SRB concentraron 1178,2 toneladas en total. Creo que podemos atribuir una discrepancia de 3,3 toneladas al combustible adicional en el suministro de OMS de Endeavour, lo que hace que en realidad tenga una masa de casi 120 toneladas en la pila.

Si, según el trabajo realizado por otros anteriormente, una órbita MECO estándar no llega a una órbita objetivo circularizada en 150 m/seg, y en este caso la órbita objetivo es ISS, a 405 km de altitud, entonces la velocidad orbital circular es 7670 m/seg. . Restar 150 m/seg reduciría el eje principal de 13566 km a 13060 o 506 km, lo que significa que el perigeo estaría a unos 99 km por debajo del nivel del mar. No sé si Endeavour alguna vez fue lanzado directamente a una órbita MECO elíptica de este tipo e hizo una sola quema OMS para lograr 150 m/seg delta V que requiere alrededor del 4,7 por ciento de la masa a bordo, o 5,67 toneladas. Alternativamente, por supuesto, podría colocarse inicialmente en una órbita mucho más baja, por medio de una órbita MECO que no llegue a decir una órbita de estacionamiento de altitud nominal de 200 km, y luego circular primero allí con una quemadura de 150 m / seg de este mismo tipo, espere a que la fase de su órbita inferior más rápida se alinee con el medio período de una órbita de transferencia hasta 405 para que llegue cerca de la ISS antes de realizar un segundo encendido para acercarlo a la sincronización, seguido, por supuesto, de un enfoque quisquilloso y lento y cuidadoso maniobras Sospecho que sucedió lo último, y también es una suposición conservadora que así fue. Pero la diferencia de energía entre una órbita con un perigeo de -100 km y un apogeo de 200 km, y una con un apogeo de 405 km en cambio, no es enorme: apenas menos de 975 KJ/kg, que en la gravedad de la superficie de la Tierra sería la diferencia potencial para solo menos de 100 km de altitud. En comparación con la velocidad de la órbita MECO inferior en el apogeo, ¡solo se necesitaría agregar 13 m/s para exceder la energía necesaria para el apogeo superior! (Esa no es la manera de hacerlo, por supuesto). seguido, por supuesto, de maniobras de aproximación lentas y cuidadosas. Sospecho que sucedió lo último, y también es una suposición conservadora que así fue. Pero la diferencia de energía entre una órbita con un perigeo de -100 km y un apogeo de 200 km, y una con un apogeo de 405 km en cambio, no es enorme: apenas menos de 975 KJ/kg, que en la gravedad de la superficie de la Tierra sería la diferencia potencial para solo menos de 100 km de altitud. En comparación con la velocidad de la órbita MECO inferior en el apogeo, ¡solo se necesitaría agregar 13 m/s para exceder la energía necesaria para el apogeo superior! (Esa no es la manera de hacerlo, por supuesto). seguido, por supuesto, de maniobras de aproximación lentas y cuidadosas. Sospecho que sucedió lo último, y también es una suposición conservadora que así fue. Pero la diferencia de energía entre una órbita con un perigeo de -100 km y un apogeo de 200 km, y una con un apogeo de 405 km en cambio, no es enorme: apenas menos de 975 KJ/kg, que en la gravedad de la superficie de la Tierra sería la diferencia potencial para solo menos de 100 km de altitud. En comparación con la velocidad de la órbita MECO inferior en el apogeo, ¡solo se necesitaría agregar 13 m/s para exceder la energía necesaria para el apogeo superior! (Esa no es la manera de hacerlo, por supuesto). no es tremendo, justo por debajo de 975 KJ/kg, que en la gravedad de la superficie de la Tierra sería la diferencia de potencial para poco menos de 100 km de altitud. En comparación con la velocidad de la órbita MECO inferior en el apogeo, ¡solo se necesitaría agregar 13 m/s para exceder la energía necesaria para el apogeo superior! (Esa no es la manera de hacerlo, por supuesto). no es tremendo, justo por debajo de 975 KJ/kg, que en la gravedad de la superficie de la Tierra sería la diferencia de potencial para poco menos de 100 km de altitud. En comparación con la velocidad de la órbita MECO inferior en el apogeo, ¡solo se necesitaría agregar 13 m/s para exceder la energía necesaria para el apogeo superior! (Esa no es la manera de hacerlo, por supuesto).

Sin embargo, la suposición conservadora es que Endeavour primero sube a una órbita de estacionamiento de 200 km, circulariza allí y luego sube en un momento calculado a la altitud de la órbita de 405 km y circulariza allí. Esto permite tiempos de lanzamiento flexibles y la aproximación gradual a la ubicación real de la estación espacial más adelante.

Agregue una tonelada más de propulsor para buscar un muelle seguro en la estación establecida, ¡pero tenga en cuenta que en la primera misión esto no es necesario, ya que donde sea que se detenga el barco es la ubicación de la ISS! Suponiendo 150 m/seg como se indica para la primera circularización, que requiere 5 2/3 toneladas de apoyo, para entrar en una órbita de transferencia de 200-405 km se requiere un delta-V de 59,525 m/seg, y luego circularizar a 405 requiere otro 5907, o 118.595 en total. Se requieren más de tres encendidos, poco menos de 270 m/seg, y estos tres se aplican todos a la misma masa inicial, aquí aparentemente 120 toneladas, para un encendido total de propulsor de 10 toneladas. Tenga en cuenta que esto es cerca de la mitad del tanque máximo instalado que permite. Para volver a la Tierra desde allí, estimo que un frenado de 120 m/s es suficiente. Tenga en cuenta también que esto siempre debe aplicarse a una masa descendente (después de la quema) inferior a 105 toneladas IIRC, ya que esto está limitado por el área de elevación y las temperaturas máximas de TPS, y el límite superior para el retorno se aplica a todos los modelos del Orbiter, aunque los más ligeros posteriores pueden hacer más de esa carga útil masiva. Por lo tanto, solo se necesita un poco más de 4 toneladas, y 5 permite un factor de seguridad generoso para esa quema. Sospecho que las misiones a la ISS involucraron una carga máxima de propulsor OMS, 21 2/3 toneladas, mientras que vemos que 15 es todo lo que se necesita para la misión nominal, lo que implica que 7 toneladas son un factor de seguridad, en este caso casi más del 44 por ciento. Esto da la masa de Endeavour, sin carga útil ni combustible OMS, pero cargado con suministros para una misión nominal, de 83,35 toneladas, y un delta V total teórico de 1130 m/seg.

Ahora bien, ¿cuál es el costo de intentar llevar el tanque a la órbita de la ISS mediante esta serie de encendidos de ascenso en tres etapas, manteniendo 12 toneladas en reserva para el descenso nominal más 7 toneladas para contingencias de emergencia? No podemos, si nos negamos a tocar cualquiera de esas 7 toneladas porque, por supuesto, calculé la reserva sobre la base de la misión nominal. Sin embargo, usamos menos de 10 para la fase de ascenso, y un tanque avanzado seco de 26 toneladas aumenta la masa nominal de precombustión del Orbiter de 120 toneladas, antes de que se quemen las tres fases de ascenso, en un 21,7 por ciento. Por lo tanto, podemos robar menos de 2,2 toneladas de hélice OMS de la reserva, menos del 30 por ciento, ¡y poner el tanque en órbita! Las misiones futuras que también traigan otro tanque costarán más, porque será necesario agregar algunas maniobras más para llegar a un muelle suave.

Además, dada una carga de combustible nominal de 725 toneladas en el tanque en el momento del lanzamiento, si eliminamos algo de masa de la carga de quemado del SSME, podemos ahorrar algo de masa de combustible sin quemar. Vamos a querer cargar las dos secciones del tanque con aire más tarde, y el 80 por ciento de eso es nitrógeno. El volumen del tanque (ignorando el intertanque que separa el LOX del LH) contiene esas 725 toneladas, y un poco más del 36 por ciento de la densidad del agua en promedio, cuando el aire es 1/800 de la densidad del agua, una carga de el aire a 1 atmósfera nominal tendría una masa de unas 2,5 toneladas, por lo que 500 kilogramos son oxígeno. Si queremos ahorrar media tonelada de oxígeno o 1/1243 de la carga total de oxígeno en el tanque, reduciríamos esa proporción de masa total para quemar OMS, o 118 kg, de la carga útil, y deduciríamos la media tonelada como bien.

De lo contrario, no necesitamos escatimar en la masa de carga útil nominal en absoluto, dado que no podemos cambiar nada para restaurar la reserva de combustible OMS de 7 toneladas; podríamos, pero implicaría modificaciones de plomería y masa de tanque. en la bahía de carga útil. Eliminar la carga útil por completo no reduciría la masa total a la nominal, por lo que en cualquier caso tendríamos que aprovechar la reserva.

La carga útil se reduce así a 14 toneladas. Para el primer ensamblaje de ISS basado en ET, supongo que toda la carga útil debe consistir en masas de equipamiento inicial, que podrían comprender un solo módulo destinado a ser conectado al tanque para proporcionar un ancla estructural y un puerto de acoplamiento para una misión futura. Se ha señalado que el ET es un objeto "esponjoso" de bajo coeficiente balístico, su órbita decaerá más rápidamente que un objeto más denso como, por ejemplo, Skylab. Pero creo que la ISS completamente ensamblada también es arrastrada de la misma manera, por lo que no será peor. Aún así, una de las principales prioridades es permitir que el tanque permanezca en órbita, y también necesita control de orientación. Por lo tanto, creo que el primer módulo sería una combinación de módulo de propulsión y muelle de acceso, y gran parte de su masa sería propulsor para mantener la órbita.

Echando un vistazo a la línea de tiempo histórica real de la ISS, el comienzo fue Zarya, un módulo de 19 toneladas y un tercio al que Endeavour adjuntó el módulo Unity de casi 12 toneladas. Si el lanzamiento del tanque es la segunda etapa del montaje alternativo de la ISS, Endeavour podría acoplar primero un módulo Unity expandido (por ejemplo, con propulsor suplementario para Zarya) al comienzo ruso y luego, acoplado a Unity y usando su Canadarm, colocar el tanque en un puerto especializado frente al extremo Zarya de Unity. Parte de la masa de carga se dedicaría a estructuras como bridas especialmente construidas en el propio tanque, por lo que tal vez no podamos llevar combustible extra para Zarya en esta misión después de todo. Sin embargo, una vez acoplado, las misiones posteriores del Transbordador pueden traer módulos para acoplar a los 4 puertos radiales de Unity, o temporalmente como módulos de carga para descargarlos en el tanque. Entre la misión en órbita del tanque y la próxima visita de una nave espacial a la ISS, las ventilaciones del tanque de hidrógeno se abrirían para permitir que el hidrógeno residual hierva al espacio, mientras que el LOX residual se evapora para llenar el tanque de oxígeno como gas. Entonces sería posible, quizás por control remoto antes de la próxima misión, cerrar la ventilación de hidrógeno, abrir una nueva válvula especial construida en el tanque entre los dos tanques para llenar el tanque de hidrógeno con oxígeno. Solo 2 toneladas de una carga útil nominal de 15 toneladas de la próxima misión del transbordador (o quizás 2 de las 20 toneladas de masa de otro módulo equivalente a Zarya también lanzado en un Proton) serían nitrógeno para compensar el resto del aire.

Todo esto demuestra que el Transbordador, tal como era, podría realmente suministrar tanques a destinos orbitales a un costo muy bajo de sumergirse en las reservas de combustible existentes. Surgirían formas más eficientes de usar los tanques si hubiésemos seguido adelante y desarrollado "Shuttle-C", una serie de propuestas de vehículos derivados del transbordador que tenían en común el uso del equipo estándar proporcionado para los lanzamientos de Orbiter, incluidos el tanque, los SRB y un nuevo módulo destinado a recuperar los SSME de la órbita. Ahora nunca he podido obtener ningún detalle sobre la naturaleza del módulo del motor, pero me sorprendería si un módulo de 3 motores tuviera que pesar hasta 60 toneladas en total; más probablemente en el rango de 35-45, creo. (De hecho, tengo mis propias ideas en esta línea para un sistema de transporte espacial de próxima generación que desarrollaría módulos separados de 15 toneladas o menos para cada motor, Diseños reducidos de Orbiter, no tripulados, que permitirían un sistema de lanzamiento nacional muy flexible utilizando varios números de motores y varios tamaños de SRB. Pero para mantenerlo simple, las propuestas del Shuttle-C se sumaron al uso del Orbiter como el único vehículo tripulado; Todos los diseños de Shuttle-C se lanzarían sin tripulación, y algunos de ellos propusieron usar SSME en un lanzamiento, presumiblemente los viejos que están cerca del final de su vida útil). Como lanzadores no tripulados, los diseños de Shuttle-C deberían haber sido al menos algo más baratos de lanzar que un Orbiter, e incluso si el módulo de recuperación del motor tuviera una masa de hasta 60 toneladas, la mitad de la masa del Orbiter, las otras 60 toneladas son 3 veces las 20 toneladas nominales. Carga útil del orbitador: 4 veces la carga útil de la ISS. Pero para mantenerlo simple, las propuestas del Shuttle-C se sumaron al uso del Orbiter como el único vehículo tripulado; Todos los diseños de Shuttle-C se lanzarían sin tripulación, y algunos de ellos propusieron usar SSME en un lanzamiento, presumiblemente los viejos que están cerca del final de su vida útil). Como lanzadores no tripulados, los diseños de Shuttle-C deberían haber sido al menos algo más baratos de lanzar que un Orbiter, e incluso si el módulo de recuperación del motor tuviera una masa de hasta 60 toneladas, la mitad de la masa del Orbiter, las otras 60 toneladas son 3 veces las 20 toneladas nominales. Carga útil del orbitador: 4 veces la carga útil de la ISS. Pero para mantenerlo simple, las propuestas del Shuttle-C se sumaron al uso del Orbiter como el único vehículo tripulado; Todos los diseños de Shuttle-C se lanzarían sin tripulación, y algunos de ellos propusieron usar SSME en un lanzamiento, presumiblemente los viejos que están cerca del final de su vida útil). Como lanzadores no tripulados, los diseños de Shuttle-C deberían haber sido al menos algo más baratos de lanzar que un Orbiter, e incluso si el módulo de recuperación del motor tuviera una masa de hasta 60 toneladas, la mitad de la masa del Orbiter, las otras 60 toneladas son 3 veces las 20 toneladas nominales. Carga útil del orbitador: 4 veces la carga útil de la ISS.

Con un sistema de este tipo en la mano, y creo que claramente podría estar operativo mucho antes del año 2000, una sola misión del transbordador C, con un módulo de carga permanentemente conectado al tanque e incluyendo un motor OMS, podría poner en órbita un tanque pre -equipado para llenado de aire, 5 toneladas de aire líquido almacenado (2 llenados del tanque), y 50 toneladas más de otros suministros y equipos.

Estimo que una quema de 9 segundos de un solo motor STS OMS una vez al mes sería suficiente para verificar el decaimiento orbital, suponiendo fuerzas similares a las de la ISS existente. Eso consumiría menos de 80 kg de propelente cada vez, por menos de una tonelada al año. ¡Claramente, la reserva de propulsor no tiene que ser enorme!

Consultando cifras reales La ISS consume actualmente 7,5 toneladas al año; aun así, una reserva de 10 toneladas incluida en el lanzamiento original es solo el 20 por ciento del tonelaje misceláneo disponible. Con 40 toneladas más allá de eso, este único lanzamiento sería el equivalente tanto de Zarya como de Unity con 10 toneladas más (otro Unity, casi) sobrantes. Dado que Zarya es el módulo de propulsión de la estación existente, claramente podríamos obtener más utilidad que estos dos lanzamientos además del uso del tanque en sí.

Un Orbiter, que llegue después del lanzamiento del Transbordador C o esté preposicionado en el destino anterior, coordinado con un lanzamiento Soyuz, podría proporcionar una fuerza laboral internacional de 10 tripulantes para hacer el acoplamiento inicial de un Zarya modificado enfocado en proporcionar energía sin propulsión al El módulo de carga del transbordador C, que imagino tendría múltiples puertos de acoplamiento estilo Unity integrados, uno con un adaptador (movible a medida que crece la estación) para Soyuz. Que esta tripulación pueda terminar de inflar los tanques con aire depende de qué tan rápido se elimine el hidrógeno al vacío de ese tanque. Creo que podrían equiparlo hasta el punto de que sea inmediatamente habitable para las próximas tripulaciones. Con 120 toneladas, sería casi el 30 por ciento de la masa de la estación actual. 3 lanzamientos más de Shuttle-C que entregan 3 tanques más, acompañado de 3 visitas Orbiter más, cada una con 15 toneladas de carga, superaría el conjunto actual en 15 toneladas. El volumen de la tripulación, por supuesto, sería gigantesco, tanto que probablemente no querríamos realizar más misiones de entrega de tanques, pero aun así 6 visitas del Orbitador redondearían la misma masa que nuestra estación actual, presumiblemente una mezcla de carga para la instalación interior. y nuevos módulos y trusses y conjuntos de paneles solares, etc.

Es entonces una propuesta práctica; con Shuttle C se habría logrado muy rápidamente con pocos lanzamientos. Si queremos desarrollar el hábitat giratorio de 10 tanques propuesto (un octágono de 8 tanques de extremo a extremo amarrado a un par a lo largo del eje, de extremo a extremo) es una cuestión de financiación, no de capacidad de lanzamiento. Por supuesto, tal alternativa requeriría órdenes de magnitud de más personas en el espacio para que valga la pena, y como se ofrece, me parece incompleto: no veo cómo los transbordadores o cualquier otra nave se acoplarían a ella una vez que giraran, uno o ambos. los tanques del eje necesitarían conectarse a un módulo antigiro que requiera energía y probablemente masa de reacción, conectado en el otro extremo a una estación de microgravedad a la que podrían acoplarse los barcos, que también sería el lugar para colocar paneles solares y radiadores, supongo. Sospecho que tal estación requeriría una reducción de orden de magnitud de los costos de lanzamiento, para ser financiable de forma remota, teniendo en cuenta la necesidad de rotar a cientos de tripulantes cada año, y suministros vitales junto con ellos. Creo que el desarrollo de Shuttle-C señalaría el camino hacia importantes reducciones de costos por kilogramo, quizás por un factor de 5, pero no de 10.