Hätte der externe Tank des Space Shuttles als VT SSTO mit 6 SSMEs eine Umlaufbahn gemacht?

Hätte man die externen Booster und auch den gesamten 75-100-Tonnen-Orbiter aus dem Bild gestrichen, hätte der Panzer von alleine eine Umlaufbahn gemacht? Dazu müssten mindestens 5, besser 6, vielleicht sogar 9 SSMEs am Boden des Tanks verschraubt werden. Ich gehe unten von 7 aus, um der Anfangsbeschleunigung des Shuttles von ~halb G zu entsprechen.

Ich vereinfache hier natürlich stark: 26 Tonnen leerer Tank plus 7 x 3,5 Tonnen Motoren sind zusammen 50,5 Tonnen gegen 735 Tonnen Treibstoffmasse. Die Abgasgeschwindigkeit auf Meereshöhe beträgt 3,6 km/s und das Vakuum 4,4, also nehme ich 4 (optimistisch, pessimistisch?) an, um den Wolfram Alpha-Rechner anzuschließen, der von der Wikipedia-Seite zur Tsiolkovsky-Raketengleichung verlinkt ist, die besagt, dass das Delta-v um die Umlaufbahn zu erreichen, einschließlich Schwerkraft und Luftwiderstand, beträgt 9,7 km/s.

Herausgekommen ist, dass ich noch mindestens 20 Tonnen übrig habe, um mit Dingen wie einem Kabelbaum am Boden des Tanks herumzuspielen, an dem die Motoren, die Steuerausrüstung und die Nutzlast befestigt werden können. Wobei scheinbar mindestens 10 Tonnen Zuladung übrig bleiben würden?

Was die von mir verwendeten Gleichungen völlig ignorieren, ist der anfängliche Schub zur Bruttostartmasse, der sich sicherlich auf die Schwerkraft und den Luftwiderstand auswirken würde? Mit 6 SSMEs bei ~21 Tonnen und ~1116 Tonnen Gesamtschub auf Meereshöhe hätte ich etwas weniger als die anfängliche Beschleunigung des Shuttles, ungefähr 1,38, mit 9 bei ~32 Tonnen wäre es ungefähr doppelt so hoch wie die des Shuttles. Was ist die Annahme hinter dem Delta-V von 9,7 km / s auf der Wikipedia-Seite in Bezug auf den Luft- / Schwerkraftwiderstandsanteil und die anfängliche Startbeschleunigung?

Wie weit bin ich mit dieser schlampigen Mathematik?

BEARBEITEN: Kann jemand die optimale Anzahl von SSMEs ableiten , die die größte Nutzlast ergibt, und ihre Logik teilen? Es ist Schwerkraftwiderstand vs. Trockenmassenanteil vs. Luftwiderstand: Mehr Motoren bedeuten weniger Schwerkraftwiderstand, aber schlechteren Massenanteil und auch Luftwiderstand, da Sie in der Atmosphäre mit geringerer Dichte früh schneller werden und umgekehrt.

Zu beachten ist, dass die SSME nicht neu gestartet werden kann, dies erschwert die Zirkularisierung der Umlaufbahn.
Könnte jemand mit ausreichender Reputation die Tags Gravity-Drag und Air-Drag erstellen, wenn er dies sieht? Es scheint eine Unterlassung zu sein, diese nicht zu haben.
Luftwiderstand existiert, ich habe jedoch kein Synonym für Schwerkraftwiderstand gesehen.
Ah danke, nicht gesehen. Es stellt sich heraus, dass ich sowieso nicht mehr als 5 Tags anhängen kann.

Antworten (1)

Was die von mir verwendeten Gleichungen völlig ignorieren, ist der anfängliche Schub zur Bruttostartmasse, der sich sicherlich auf den Schwerkraftwiderstand auswirken würde? ... Was ist die Annahme hinter dem Delta-v von 9,7 km / s auf der Wikipedia-Seite in Bezug auf den Schwerkraftwiderstandsanteil und die anfängliche Startbeschleunigung?

9,7 km/s liegt am oberen Ende der Delta-V-Orbit-Anforderungen. Es variiert sowohl mit der Aerodynamik (dominiert durch das Verhältnis von Masse zu Querschnitt, wodurch größere Trägerraketen bevorzugt werden) als auch mit der Anfangsbeschleunigung und dem spezifischen Impuls (aufgrund der Beschleunigungskurve und der Schwerkraftverluste).

Entgegen der Intuition führt ein niedrigerer spezifischer Impuls bei gleicher Anfangsmasse und gleichem Schub zu einer geringeren Delta-V-Anforderung, da die Rakete Masse schneller wegwirft und somit schneller beschleunigt (eine Erklärung dieses Phänomens finden Sie hier auf yarchive.net ; danke an den Benutzer Arris für das Finden).

Ihre ∆v-Kosten zum Orbit könnten also für Ihr All-Hydrolox-Design etwas höher sein als für das Shuttle mit seinen SRBs mit niedrigem spezifischem Impuls, aber 9,7 km / s sind wahrscheinlich immer noch eine konservative Schätzung.

Ihre Analyse erscheint angesichts Ihrer 6 SSME-Bearbeitung vernünftig. Ein Teil der Nutzlastmasse würde von der Schubstruktur und dem Nutzlastadapter verschlungen, aber Sie würden sich im Bereich von 20 Tonnen Nutzlast mit einem ∆v-Ziel von 9,6 km/s befinden. Sie möchten wahrscheinlich einige der Motoren abstellen, wenn Sie aufsteigen; Bei 68% Gas würden Sie beim Burnout mit allen 6 Zündungen über 10 g ziehen.

Denken Sie daran, dass dieses Design alle zwei Starts eine ganze Shuttle-Flotte an SSMEs (moderne Kosten etwa 50 bis 60 Millionen US-Dollar pro SSME) wegwirft.

Danke für die Bestätigung. Ich bin nur ein bisschen fassungslos über dieses Ergebnis, da es in so krassem Widerspruch zu der allgemein akzeptierten Weisheit steht, dass SSTO nicht machbar ist, weil es zu schwierig ist, den Trockenmassenanteil ausreichend zu optimieren und / oder Motoren über das gesamte Druckspektrum hinweg effizient genug zu machen vom Meeresspiegel bis zum Vakuum. Als Stackexchange-Noob frage ich mich jetzt hauptsächlich, wie ich die eigentliche Hauptfrage stellen soll: Wenn SSTO so einfach zu machen ist, wenn wir es schon vor einem halben Jahrhundert hatten, wie es scheint, warum, oh, warum machen wir nicht alles die Zeit?
Ihr Einwand in Bezug auf die Stückkosten von SSMEs geht davon aus, dass wir ähnlich leistungsstarke Triebwerke heutzutage nicht viel billiger machen könnten (wie Vulcain 2.1, das kommende Ariane-5-Modell, scheint ziemlich gut zu sein, da die Anzahl der Teile laut Nachrichten um 90 % reduziert wurde ) oder dass wir dieses VT-Design für 10 Tonnen Aufpreis nicht als VTOL anpassen konnten.
Wir führen kein SSTO durch, weil es keinen besonderen Vorteil bietet, verbrauchbares SSTO durchzuführen . Es ist billiger und einfacher, 2STO zu machen. Wenn Sie beabsichtigen, die Einzelstufe zu bergen , benötigen Sie eine thermische Lösung und eine Landelösung, die Ihre Nutzlast auffrisst.
Die übliche Zahl, die für die Wiederherstellung der 1. Stufe von Falcon 9 herumgeworfen wird, ist, dass sie 15% -30% ihrer "Leistung" (sehr vage!) im Vergleich zu einem vergleichbaren Verbrauchsmaterial kostet - Treibstoffreserve für Bremsen, Flyback und Landung, Gewicht von Gitterflossen und Landebeinen. Und das gilt eher für einen Wiedereintritt von ~ 2 km / s als für die Umlaufgeschwindigkeit. Wenn Sie beabsichtigen, ein orbitales SSTO wiederherzustellen, zahlen Sie eine sehr hohe Strafe.
@RussellBorogove, warum sendet Falcon Heavy nach Ihrem inspirierenden Kommentar 3 wiederherstellbare erste Stufen und eine zweite Stufe, anstatt zwei wiederherstellbare erste Stufen zu starten, die eine zweite Stufe drücken (zweite Stufe schwerer als zweite Stufe, die von einem einzelnen Booster F9 gedrückt wird)?
@qqjkztd Ich bin mir nicht sicher, ob ich verstehe, was / warum Sie fragen, aber es ist relativ einfach, zwei Booster symmetrisch zu einem F9 hinzuzufügen und die zweite Stufe unverändert zu lassen. Ein "Falcon 18" würde ein neues Zwischenstufen- und ein neues Oberstufendesign benötigen und wäre weniger leistungsfähig als ein Falcon Heavy.
@RussellBorogove Ich glaube, Sie haben Recht, es ist die Begründung, die Ingenieure von Arianegroup, BlueOrigin, ULA und SpaceX geben würden, warum sie verbrauchbare 2STO oder 3STO gegenüber verbrauchbarem SSTO bevorzugen. Es ist jedoch nicht eindeutig, es sei denn, Sie setzen die Kosten mit dem Kraftstoffverbrauch pro Masseneinheit zu LEO gleich. Wenn Sie stattdessen eher davon ausgehen, dass die Komplexität, für die die Anzahl der Teile ein angemessener Näherungswert sein könnte, der Hauptgrund für die Gesamtkosten der Masseneinheit für LEO war, könnte verbrauchbares SSTO einen Vorteil haben. Ist es nicht eine Beschäftigung mit Kraftstoffeffizienz, die hinter der automatischen Annahme steht, dass 2/3STO billiger ist?
Die Einfachheit der Anzahl der Teile eines SSTO ist zwar attraktiv, aber Hydrolox hat im Allgemeinen viele Nachteile (einige werden hier besprochen ), und andere Treibmittel benötigen aufgrund ihres geringeren spezifischen Impulses einen deutlich besseren Massenanteil, um SSTO durchzuführen. Mit 2STO können Sie Ihre Hydrolox-Probleme auf eine vergleichsweise kleine zweite Stufe herunterskalieren und billigere Lösungen (Feststoffe oder Kerolox) für die erste Stufe verwenden.
@Prototypist, Sie könnten an Wassermann interessiert sein . Es war ein Versuch, die Komplexität eines Raketendesigns auf die von Ihnen vorgeschlagene Weise maximal zu reduzieren.
Ich erinnere mich vage, gelesen zu haben, wie die NASA auf das Shuttle-Design als geflogen kam, und dass ein frühes Konzept nur aus Hydrolox bestand, aber wegen des immensen erforderlichen Treibstofftanks und der damit verbundenen Gewichtsstrafe verworfen wurde.
"Bedenken Sie, dass dieses Design SSMEs einer ganzen Shuttle-Flotte wegwirft (moderne Kosten ca 50 − 60 Millionen pro SSME) alle zwei Starts." Nun, das ist nicht viel schlimmer als die aktuellen Pläne für SLS, also ...
Pro Tonne Nutzlast im Orbit ist es noch ein bisschen schlimmer.
Hätte der externe Tank des Space Shuttles als VT SSTO mit 6 SSMEs eine Umlaufbahn gemacht?
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