Warum gibt es im Vergleich zu LEO so große Unterschiede bei den Trägerraketen-Nutzlasten für höhere Umlaufbahnen (GEO, Lunar)?

Laut dieser Wikipedia-Liste können die Raketen Delta IV Heavy und Proton die gleiche Massennutzlast wie LEO, 23 Tonnen, starten. Laut Wikipedia unterscheidet sich die Kapazität jedoch dramatisch, wenn es darum geht, welche Massennutzlast dieselben Raketen in die geostationäre GEO-Umlaufbahn oder in die TLI-Trans-Mond-Injektion starten können. (13 und 7 oder 9 und 5,7 Tonnen für DIVH und Proton).

Warum ist das? Sind öffentliche Tabellen wie diese praktisch nutzlos für den Vergleich verschiedener Startsysteme? Oder hängt die Startkapazität in verschiedene Höhen davon ab, welche Oberstufe mit dem Startsystem kompatibel ist? Oder was sonst?

Würde der Startort ein Faktor in den Tabellenwerten sein? dh GTO wird für Startplätze außerhalb des Äquators schwierig/energieaufwändig oder unmöglich. Wenn also ein Startsystem aus irgendeinem Grund auf einen Standort in einiger Entfernung vom Äquator beschränkt ist, ist es möglicherweise für GTO verwendbar, aber ineffizient ...?

Antworten (1)

Die Zahlen auf der Wikipedia-Seite sind ein wenig durcheinander, sodass Sie keine Äpfel-zu-Äpfel-Vergleiche durchführen können. Sie müssten zu den Leitfäden des eigentlichen Nutzlastplaners gehen, um zu sehen, wie die Leistung in welchen Umlaufbahnen ist. Hier sind die Anleitungen:

Delta IV Launch Services-Benutzerhandbuch

Leitfaden für den Missionsplaner des Protonen-Startsystems

Ein Protonenstart zu einem LEO mit Neigung des Startplatzes (51,5°) beträgt 23 t. Ein Delta IVH-Start zu einem LEO mit einer Neigung des Startplatzes (28,7°) beträgt 28,79 t. Ein bisschen mehr. Die 23 t auf der Wikipedia-Seite sind für einen Delta IVH-Start in eine polare Umlaufbahn (90 °) bei 23,56 t. Man würde also erwarten, dass der Delta IVH auch GTO oder TLI einiges abliefert.

(Sie sagten GEO, aber Sie müssen GTO meinen, da Trägerraketen selten, wenn überhaupt, ein Raumschiff bis zum GEO bringen - sie setzen das Raumschiff in GTO, Geosynchronous Transfer Orbit, ab, das einen Höhepunkt um GEO und ein niedriges Perigäum hat.) .

Außerdem ist die Proton mit einem so weit nördlich gelegenen Startplatz behindert. Es sind große Ebenenwechselmanöver erforderlich, um die Neigung der Umlaufbahn zu reduzieren, um das Raumfahrzeug näher an (aber immer noch nicht an) der GEO-Neigung von 0° abzusetzen. Diese Abbildung aus dem Ratgeber zeigt, wie groß die Ebenenänderung ist:

Protonen-Missionsprofil von SC-Injektion in GTO aus dem Parkorbit

Die GTO-Zahl von 6,92 t für die Proton ist ein Absinken auf eine Umlaufbahn mit einer Neigung von 31,1° und einem Perigäum bei 2175 km. Damit bleiben dem Raumschiff 1800 m/s, um GSO zu erreichen.

Die Delta IVH befördert 14,22 t auf eine 27°-Umlaufbahn und erfordert im Wesentlichen keine Flugzeugwechsel, um dorthin zu gelangen, wobei ein Perigäum von 185 km dem Raumfahrzeug 1804 m/s lässt, um zum GSO zu gelangen.

Der Proton wird durch eine niedrigere Isp-Oberstufe (Бриз-М oder Breeze-M) mit speicherbaren Treibstoffen noch weiter behindert, verglichen mit der Delta-IVH-Oberstufe mit LH2/LOX. Daher wird die Leistung des Proton im Vergleich zum Delta IVH geringer sein, wenn er über LEO hinaus befördert wird, selbst wenn sie sich in Orbit und Masse am selben Startpunkt befanden.

Ja, das ist die Erklärung. Das ist auch der Grund, warum die Russen uns Europäern Miete für unseren gut positionierten Startplatz in Kourou/Französisch-Guayana zahlen, um GTO-Sojus-Missionen zu starten.
Warum gibt es im Vergleich zu LEO so große Unterschiede bei den Trägerraketen-Nutzlasten für höhere Umlaufbahnen (GEO, Lunar)?
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