Warum sind die Raketenmasse auf der Startrampe und die Nutzlastmasse zum LEO nicht stark korreliert?

Typischerweise sind 9.400 bis 10.000 Meter Delta-V pro Sekunde erforderlich, um LEO zu erreichen.

Gemäß der Raketengleichung ist Delta-v proportional zum Logarithmus des Treibmittelmassenverhältnisses, aber auch proportional zur Abgasgeschwindigkeit der Raketentriebwerke oder ihrem spezifischen Impuls.

Feststoffraketen-Booster haben einen relativ niedrigen spezifischen Impuls: 275 Sekunden für die SRBs von Atlas V. Flüssigwasserstoffmotoren haben einen hohen spezifischen Impuls: 449 Sekunden für die Atlas Centaur-Oberstufe. Kerosinmotoren liegen dazwischen. Je nachdem, wie stark ein Launcher auf (billige, aber ineffiziente) Feststoffe angewiesen ist, können Sie sehen, dass die Masseneffizienz des Launchers als Ganzes sehr unterschiedlich sein wird.

Es gibt auch viele Unterschiede in der Bauweise von Raketenstrukturen, was zu großen Gewichtsschwankungen führt. Die Tanks können separate Gefäße im Rumpf der Bühne sein, oder die Tankwände können als Bühne dienen. Die Struktur kann billig, haltbar und schwer oder teuer, leicht und zerbrechlich sein.

Letztendlich ist die Masse beim Start – insbesondere die Masse der ersten Stufe – weniger wichtig als die Startkosten, so dass eine schwerere, aber einfacher zu konstruierende Struktur bevorzugt werden kann.

Zusätzlich zu den anderen Antworten sind größere Raketen effizienter:

• Größere Tanks haben ein besseres Verhältnis von Volumen zu Oberfläche, sodass pro kg Inhalt weniger Strukturgewicht anfällt.
• Einige Teile einer Rakete lassen sich nicht vergrößern, wenn die Rakete größer wird. Beispielsweise ist das Leitsystem einer Saturn V nicht 14-mal größer als das einer Falcon 9.

Apropos Falcon 9: Die Nutzlast von v1.1 in Ihrer Tabelle ist für den Flugmodus „Wiederverwendung der ersten Stufe“ aufgeführt. Im Verbrauchsmodus können Sie davon ausgehen, dass das Nutzlastverhältnis etwas besser ist als beim Falcon 9 v1.0.

Ich glaube, die Antwort von Russell Borogove ist richtig, könnte aber vielleicht etwas direkter formuliert werden:

Der Grund, warum Ihre beiden Faktoren Nutzlastmasse und Startmasse nicht korrelieren, besteht darin, dass Sie den anderen Faktor in der Gleichung ignorieren. Die 3 Hauptfaktoren in der Raketengleichung sind Massenverhältnis , Delta-v und spezifischer Impuls .

Da Ihr Delta-v im Grunde (auf LEO) festgelegt ist, versuchen Sie, das Massenverhältnis zu korrelieren, ohne einen bestimmten Impuls zu verwenden. Wenn Sie eine Rückseite des Hüllkurvenwerts des systemspezifischen Impulses für die Trägerraketen in Ihrer Liste berechnen können, werden Ihre Daten meiner Meinung nach viel sinnvoller sein.

Hier ist ein einfaches Gedankenexperiment – ​​nehmen Sie 2 Booster, die genau das gleiche Nutzlastgewicht an LEO liefern. Einer hat einen systemspezifischen Impuls von 300 und der andere einen systemspezifischen Impuls von 450. Der mit schlechten Motoren wird beim Abheben enorm größer sein und liefert dennoch genau die gleiche Nutzlast, also würden diese Datenpunkte auf Ihrem Diagramm aussehen unkorreliert.

Ich würde erwarten, dass in Ihrem Diagramm ein Bündel Linien zu sehen ist - für Trägerraketen mit ähnlichem systemspezifischen Impuls wären die Nutzlastmasse und die Startmasse etwas korreliert. Werfer mit einem anderen systemspezifischen Impuls würden einer anderen Kurve folgen.

Ich weiß nicht, ob das etwas Nützliches hinzufügt, aber mal sehen:

$\Delta v$: charakteristische Geschwindigkeit (konstant für feste Bahnen)
$c_e$: Geschwindigkeit des Raketenabgases
$m_0$: anfängliche Gesamtmasse
$m_b$: Burnout-Masse
$\sigma$: strukturelles Massenverhältnis [σ=(mM+mS)/m0]
$m_M$: Masse des Raketenmotors
$m_S$: Masse der Raketenstruktur
$\mu_L$: Nutzlastverhältnis [μL=mp/m0]
$m_P$: Nutzlastmasse

Der zweite Teil der Gleichung ist die einzige praktische Korrelation zwischen Gesamtmasse und Nutzlastmasse, die mir bekannt ist.

Es ist meine erste Antwort hier bei Space Exploration und ich bin noch Student, also bitte schonen Sie mich :)