Bemannte Starts wurden immer prograd gestartet, um die Erhöhung der Rotationsgeschwindigkeit der Erde auszunutzen, und häufig, um sich der prograden Umlaufbahn eines anderen Raumfahrzeugs für ein Rendez-vous anzupassen.
Ich frage mich, ob einer der bisherigen bemannten Orbitalstarts zumindest eine niedrigere, kurzfristig stabile Umlaufbahn hätte erreichen können, wenn er in einer rückläufigen Richtung gestartet worden wäre, sagen wir mit einer zusätzlichen 180-Grad-Neigung, sie müssen nicht null sein. Grad äquatorial.
Ich bin gespannt, ob dies unmöglich oder erreichbar gewesen wäre und einfach das Auffüllen vorhandener Treibstofftanks erforderlich gewesen wäre.
Ich habe gelesen, dass der Start in Äquatornähe der Rakete mehr Geschwindigkeit verleiht, aber ich frage mich, ob es überhaupt möglich ist, gegen die Rotation zu starten.
Die „nach Westen gerichtete Strafe“ von Kennedy/Canaveral würde etwa 800 m/s Delta-V betragen, etwa 8–9 % des gesamten Delta-V-Bedarfs für die Umlaufbahn. Die meisten bemannten Werfer, die bisher für LEO bestimmt waren, hatten nicht so viel Leistung in Reserve; eine Unterschreitung von nur 100 m/s von LEO bedeutet normalerweise einen sofortigen Wiedereintritt.
Atlas /Mercury und Titan /Gemini hätten es nicht geschafft. Die Booster waren vollständig verbraucht, um die Umlaufbahn zu erreichen, Gemini hatte nur etwa 323 m/s Manövrier-Delta-V, und das bei einem sehr niedrigen Schub-zu-Gewicht-Verhältnis, und Mercury hatte keines.
Die Apollo-Missionen im erdnahen Orbit (Apollo 7 und 9) hätten die Umlaufbahn erreichen und sogar so etwas wie ihre beabsichtigten Missionen durchführen können.
Apollo 7 war ein bemannter CSM auf einem Saturn IB- Booster. Das CSM hatte ungefähr 2800 m/s zur Verfügung, mit einem fairen Verhältnis von Schub zu Gewicht, und tatsächlich würde die Abbruchoption „Modus IV“ das CSM als zusätzliche Stufe verwenden, um die Umlaufbahn zu erreichen, wenn die zweite Stufe des S-IVB ausfiel . Apollo 7 führte viele orbitale Manöver durch, um das CSM-Triebwerk zu testen, und das hätte gekürzt werden müssen, wenn es so viel Treibstoff für den Aufstieg verbraucht hätte, aber ein beträchtlicher Teil des ursprünglichen Missionsplans hätte ausgeführt werden können rückläufig.
Apollo 9 war ein CSM/LM-Flug nach LEO auf einer Saturn V ; Bei voller Betankung hätte die dritte Stufe eine Delta-V-Fähigkeit von etwa 3000 m / s (erforderlich für einen translunaren Flug), sodass selbst eine viel geringere Treibstoffladung ausreichen würde, um in eine rückläufige Umlaufbahn zu gelangen.
Ich glaube, jede der Apollo-Mondmissionen hätte ohne Hardwaremodifikation von einem rückläufigen Aufstieg in die Erdumlaufbahn zu einem Mondvorbeiflug übergehen können , das LM verlassen (oder sehr schnell andocken und extrahieren ) können, wenn der S-IVB der Treibstoff ausgegangen ist, und das TLI abgeschlossen am Motor des CSM. Das Delta-V-Budget für den Eintritt in die Mondumlaufbahn und die Rückkehr zur Erde beträgt etwa 1400 m/s. Wenn das LM nicht mitgebracht worden wäre (wie bei Apollo 8 ) und sowohl das S-IVB als auch das CSM voll aufgetankt wären, wäre vielleicht sogar eine Mondumlaufmission von retrogradem LEO möglich gewesen.
Das Space Shuttle hätte dazu in der Lage sein müssen, wenn eine leichte Nutzlast befördert worden wäre. Meine Quick-and-Dirty-Tabellenkalkulation besagt, dass es etwa 4 Tonnen zu retrogradem LEO tragen würde, anstatt der 27 Tonnen, die in progradem LEO möglich sind. Im Gegensatz zu den Saturns hatte das Shuttle einen nie benutzten Startplatz an der Westküste , der einen rückläufigen Start praktisch gemacht hätte, wenn es nötig gewesen wäre.
Ich glaube nicht, dass die Trägerraketen Sojus oder Langer Marsch diese Art von Leistungsspielraum hatten.
Natürlich hätte jeder der Trägerraketen für diese Missionen einfach etwas vergrößert werden können, um die zusätzlich benötigte Leistung bereitzustellen.
Zetaband
genannt2voyage
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