Shuttle-Antwort

Update: Ich habe einen (großen) Fehler korrigiert, der das Fahrzeug fälschlicherweise für das Anheben der Nennnutzlast auf MECO-1 bestraft hat, als es darum ging, eine Nennnutzlast zu eliminieren, um stattdessen den leeren ET in eine stabile Umlaufbahn zu bringen.

Mit groben Zahlen würde es alles kosten / nicht funktionieren. Das Einbringen des ET in die Umlaufbahn hätte die Fähigkeit des Shuttles beseitigt, andere Nutzlasten zu tragen, und ein ET, das während des Starts verwendet wird, müsste erheblich nachgerüstet werden, um für irgendetwas anderes nützlich zu sein.

Zuerst die Mathematik, dann ein paar andere Gründe, warum dies eine schlechte Idee zu sein scheint.

Mathematik

Annahmen

• Masse des ET (Standardgewicht) = 35.000 kg
• typische Nutzlastmasse = 22.700 kg
• Orbiter-Trockenmasse = 82.288 kg (unter Verwendung der größten der Zahlen, da der Orbiter beim Ausbrennen nicht wirklich trocken ist, daher hilft dieser Konservatismus, Rückstände, Besatzung, andere Verbrauchsflüssigkeiten usw. zu berücksichtigen.)
• spezifischer Impuls der OMS-Motoren = 316 s
• $\Delta v$erforderlich, um die Umlaufbahn nach MECO = 150 m / s zu kreisförmigisieren (siehe andere Antwort zur Begründung)

Berechnungen

Für eine nominelle Aufstiegsbahn können 140.000 kg in die MECO-1-Umlaufbahn gebracht werden, die zwischen ET, Orbiter und Nutzlast aufgeteilt ist.

Nominell wird dann der ET inszeniert, was die Masse vor der OMS-Zirkularisierungsverbrennung auf 105.000 kg reduziert. Unter Verwendung der Raketengleichung können wir das für diese Verbrennung erforderliche OMS-Treibmittel berechnen:

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

$I_{sp} = 361 s$

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

$\Delta v = 150 m/s$

$mf_{nominal} = 105,000 kg$

$mp_{nominal} = 4,542.91kg$

Wenn wir stattdessen die Umlaufbahn der gesamten MECO-1-Masse anheben wollen, erhalten wir ein höheres Treibmittelgewicht.

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

$mf_{BoostET} = 140,000 kg$

$mp_{BoostET} = 6,057.22 kg$

Das Boosten des ET erfordert also zusätzliche 1.514 kg OMS-Treibmittel. Dies ist weniger als die Zuweisung von 22.700 kg Nutzlast, so dass es möglich erscheint (obwohl das Shuttle nachgerüstet werden müsste, um zusätzliches OMS-Treibmittel im Frachtraum aufzunehmen und es den OMS-Triebwerken zuzuführen – sicherlich möglich, aber nicht trivial).

_{Hinweis: Eine offensichtliche Option zur Leistungssteigerung ist die Verwendung der SSMEs mit höherem spezifischem Impuls anstelle der OMS-Motoren für die Zirkularisierungsverbrennung. Dies würde entweder eine direkte Aufstiegsbahn (möglich, aber wahrscheinlich nur für Umlaufbahnen in geringer Höhe) oder die Fähigkeit zum Neustarten der SSMEs (oder mindestens einer von ihnen) erfordern. Wieder möglich, aber nicht trivial.}

Herausforderungen

Aber trotz der erstklassigen technischen Machbarkeit wäre dieser Ansatz mit erheblichen Herausforderungen verbunden.

Das Hauptproblem ist, dass der Panzer beim Erreichen der Umlaufbahn eine erhebliche Überarbeitung erfordern würde, um nützlich zu sein. Denken Sie daran, dass es nicht als Lebensraum konzipiert wurde, sondern um Kraftstoff und Oxidationsmittel für das Shuttle während des Aufstiegs aufzunehmen. Alle Anpassungen, die einem doppelten Zweck dienen, würden einen Kosten- oder Gewichtsnachteil mit sich bringen. Noch wichtiger ist, dass alle Änderungen im Orbit zusätzliche Missionen wären – wahrscheinlich EVAs von Astronauten auf Folgemissionen.

Wenn er leer ist, ist der Tank auch ein (relativ) leichtes Objekt für seine Größe (dh er hat einen niedrigen ballistischen Koeffizienten). Dies würde dazu führen, dass es schneller wieder eintritt als typische Nutzlasten, die 2/3 der Masse, aber (vielleicht) 1/10 des Querschnitts betragen könnten. Dies würde erfordern, den ET in eine höhere als die normale Umlaufbahn zu bringen (Reduzierung der für andere Nutzlast verfügbaren Masse) oder an einer Uhr zu arbeiten, um der ET-Hülle einen zusätzlichen stationären Antrieb hinzuzufügen (vor dem Verlassen der Umlaufbahn).

Daher werde ich meine ursprüngliche Antwort mildern und sagen, dass dieser Ansatz technisch wahrscheinlich machbar war, aber wahrscheinlich teuer ist und eine nicht triviale Entwicklung für ein Programm darstellt, das in der Vergangenheit darum gekämpft hat, eine hohe Flugrate aufrechtzuerhalten, eine gute Sicherheitsbilanz zu demonstrieren oder zu funktionieren erschwinglich.

AlenSE, Erik hat das Herz der Antwort.

Einfach ausgedrückt, zum Zeitpunkt der Trennung des Shuttle-Außentanks hat der ET zusammen mit dem Rest des Shuttles die volle Umlaufgeschwindigkeit. Aber weil die ET nicht Teil des Shuttles ist, wenn das Shuttle seine Umlaufbahn mit einer OMS-Verbrennung kreisförmig macht, schneidet sich die Umlaufbahn der ET mit der Erdoberfläche am Punkt des Indischen Ozeans.

Wenn ein voll beladenes Shuttle versuchte, seine Umlaufbahn mit noch angebrachtem ET zu kreisförmigisieren, müsste das OMS ungefähr 35% mehr Treibstoff für die Verbrennung verbrauchen als normal. Ich weiß nicht, ob das OMS über diese Art von Überkapazität verfügt, obwohl ich glaube, dass dies der Fall ist. Aber im schlimmsten Fall erwarte ich, dass, wenn die Nutzlast in der Shuttle-Bucht nach der Zirkularisierungszündung in die Umlaufbahn geschleudert wird, das OMS die erforderliche Gesamtkapazität haben würde.

Die kurze Antwort lautet also, ich glaube, ein voll beladenes Shuttle hätte den ET nach LEO bringen können, vorausgesetzt, die Mission der Nutzlast erforderte, dass sie im Orbit zurückgelassen wurde.

Wir haben die Raketengleichung über zwei Segmente.

• v_e = 4.440 m/s
• v2 = 150 m/s
• v1 = 7.900 m/s - 150 m/s = 7.750 m/s
• Masse des Orbiters selbst = m_o = 68.585 kg
• Nutzlast (innerhalb des Orbiters) = m_p = 24.400 kg
• externer Tank = m_t = 35.000 kg

Ich beziehe mich auf 4 verschiedene Massenwerte.

• ml - die Masse beim Start
• m2 - die Masse direkt vor MECO
• m2' - die Masse direkt nach MECO (wenn es eine Trennung gibt)
• m3 - die Masse, die es in die Umlaufbahn schafft

Der Kern des Problems besteht darin, dass wir einen Referenzfall haben, bei dem die Masse bei der Trennung um die Masse des externen Tanks abfällt, und dann wollen wir herausfinden, um wie viel wir das Nutzlastgewicht verringern müssen, um mit dem noch in die Umlaufbahn zu gelangen externer Tank, d.h. m2=m2'. Aber zuerst müssen wir alle Werte für den Referenzfall eingeben.

• m3 = m_o + m_p = 68.585 kg + 24.400 kg = 92.985 kg

Die Masse nach der Trennung kann aus der Raketengleichung ermittelt werden. Addieren Sie die externe Tankmasse, um die Masse direkt vor der Trennung zu ermitteln.

• 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

Wende die Raketengleichung noch einmal an, um die Masse beim Abheben zu finden.

• ml = (131.180 kg) * exp( 7.750 / 4.440 ) = 751.496 kg

Das tatsächliche Gewicht auf der Startrampe beträgt 2 Millionen kg. Ich brauche jedoch nur etwas, um mich jetzt zwischen den beiden Fällen konsistent zu bewerben. Dieser Fehlergrad war eigentlich eher vorhersehbar, da ich eine zu hohe Kraftstoffgeschwindigkeit verwendet und andere Strukturmaterialien nicht berücksichtigt habe.

-------- Referenzfall beenden ---------

Zurück zur Prämisse, wir bringen den ET in die Umlaufbahn, indem wir das Gewicht der Nutzlast opfern. Dadurch ändert sich das Gewicht des Space Shuttles auf der Startrampe, und darin liegt die Schwierigkeit. Für dieses Problem können wir jedoch tatsächlich eine einstufige Raketengleichung auf die volle Umlaufgeschwindigkeit anwenden, da es in unserem falschen Modell überhaupt keine Trennungen gibt.

Ich werde neue gestrichene Variablen einführen. Betrachten Sie sie als durch die folgenden Gleichungen definiert.

• 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

Die Nutzlastmasse wurde durch meine Berechnung um 5280,5 kg gesenkt. Das klingt vernünftig - dass wir 5 Tonnen Nutzlast verlieren, um 35 Tonnen Tankmaterial das letzte Stückchen Weg in den Orbit zu schieben.

Nun zur anderen Antwort:

Um etwas genauer zu sein, die Summe der Burnout-Masse des Orbiters und der ET, des OMS-spezifischen Impulses und des erforderlichen ΔV kann in die Raketengleichung eingesetzt werden, um zu lösen, wie viel überschüssige Nutzlastmasse verfügbar ist. Die Antwort ist eine negative Zahl.

Ich glaube, ich habe herausgefunden, was hier passiert ist. Ich denke, es ist dies:

m_p = ( (106.780 kg) - (103.585 kg) exp( (150 m/s) / (4.440 m/s) ) ) / ( exp( (150 m/s) / (4.440 m/s) ) - 1) = -10 601,5052 Kilogramm

Diese Berechnung und Zahl ergibt sich aus der Anwendung der Raketengleichung auf die letzte Stufe nach dem MECO. Das Problem bei dieser Berechnung besteht darin, dass Sie das Nutzlastgewicht reduzieren, aber nicht die Tatsache berücksichtigen, dass Sie bei (was zuvor) MECO mehr Kraftstoff haben, weil Sie die Nutzlast reduziert haben. Im Grunde ist dies also eine Ein-Segment-Anwendung der Raketengleichung, und sie erhält nicht die richtige Antwort. Aufgrund der Natur des Tieres müssen Sie zwei Anwendungssegmente berücksichtigen.

Ich bin mir nicht sicher, ob ich Ihnen eine bestimmte Menge Sprengmittel geben kann, aber ich kann Ihnen eine Antwort auf die Rückseite des Umschlags geben. Vielleicht kann jemand Details aus den Dokumenten des Shuttle-Programms hinzufügen.

Der externe Tank (ET) löste sich kurz nach Main Engine Cutoff (MECO). Danach machte das Shuttle einen oder mehrere OMS-Verbrennungen, je nachdem, wann der Start in der Geschichte des Programms erfolgte. Diese Verbrennungen erhöhten das Perigäum der Umlaufbahn und kreisförmigisierten die Umlaufbahn. Die OMS-Pods hatten allein für den Orbiter etwa 300 m/s Delta-V zur Verfügung. Wenn Sie grob abschätzen, dass die Hälfte (?) davon (150 m / s) für das Einsetzen in die Umlaufbahn und die andere Hälfte für die Deorbit-Verbrennung verwendet wurde, müssten Sie dem ET zusätzliche 150 m / s Delta-V bereitstellen bringen Sie es in die niedrige Umlaufbahn des Shuttles.

Denken Sie daran, dass ein ET in dieser Höhe aufgrund des geringen, aber signifikanten atmosphärischen Widerstands schnell wieder eintreten würde. Sie müssten daher entweder zusätzliches Delta-V hinzufügen, um die Umlaufbahn weiter anzuheben, oder planen, den Tank alle 90 bis 180 Tage neu zu laden, wie es die ISS tut.

Vergessen Sie auch nicht die Raketengleichung. Zusätzlich zur Bereitstellung des zusätzlichen Delta-V für den ET müssen Sie zusätzliches Delta-V für den Kraftstoff bereitstellen, den Sie verwenden, um dieses zusätzliche Delta-V bereitzustellen, und so weiter und so weiter und ....

Viele der Zahlen, die hier für Massen verschiedener Komponenten angeboten werden, scheinen falsch zu sein, und es gibt definitiv einen Tippfehler in der Isp für die Orbiter-OMS-Triebwerke - es sind wirklich 316 Sekunden, nicht 361.

Ich glaube, der Orbiter wog tatsächlich mehr als die hier angegebenen Zahlen, und der ET im Allgemeinen viel weniger – 116-120 Tonnen für den Orbiter auf dem Pad, 30 bis 26 Tonnen für einen Trockentank, der 725 Tonnen Sauerstoff und Wasserstoff enthält Beim Start an zwei SRBs befestigt, die jeweils 88 Tonnen leer mit jeweils 500 Tonnen Treibmittel wiegen, summierten sich zu 2050 auf dem Pad.

Hier ist ein Link zur Seite von Norbert Brügge:

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

Es ergibt sich ein konsistentes OMS-Lastmaximum von 21,65 Tonnen, was bedeutet, dass die Last von Mission zu Mission variieren würde. Die Startgewichte ohne Nutzlasten variieren für verschiedene Generationen von Orbitern und Flügen, liegen aber nahe bei 100 Tonnen, zwischen 94,4 und 105,5. Ich glaube, dass die Masse das OMS-Treibmittel enthält und aus diesem Grund stark variiert. Die angegebenen Nutzlasten werfen in einigen Fällen einige ernsthafte Fragezeichen auf, aber beachten Sie, wie das letzte Jahrzehnt der Shuttle-Nutzung die Lasten auf unter 15 Tonnen gesenkt hat, da es sich vermutlich hauptsächlich um Missionen zur ISS handelte, die im Orbit deutlich höher liegt als die niedrigeren maximieren Sie die Nutzlast – außerdem befindet sich die ISS in einer Neigung von 51,64 Grad, was es schwieriger macht, sie von Canaveral aus zu erreichen. Je neuer das Orbiter-Modell, desto leichter war es, und so nur Endeavour,

Da die Diskussion hier einen ET in die Umlaufbahn bringt, sollten wir uns wohl die Standards für späte Missionen zur ISS ansehen. Als Alternative zur Verwendung eines ET als Strukturelement einer Raumstation möchten wir vielleicht einen umkreisen, um nach und nach für eine schwere Weltraummission aufzutanken, aber mit nichts Besserem als entweder einem Shuttle oder vielleicht einem schweren Titan V-Trägerraketen, der vielleicht 30 Tonnen zu LEO fähig ist. Wir würden so einen Tank nicht schnell wieder auffüllen! Außerdem würden seine Treibmittel dazu neigen, zu verdampfen, insbesondere Wasserstoff, also bräuchten wir etwas zusätzliche Tonnage, um den Wasserstoff wieder zu verflüssigen (mit kaltem Wasserstoff ist die Wiederkondensation von Sauerstoff ein Kinderspiel) - alles deutet auf den Höhenbetrieb der Raumstation hin.

Wenn wir uns die letzten paar Spalten von Brügges zweitem Satz von "Design" -Tabellen ansehen, haben wir Nutzlasten knapp unter 15 Tonnen, alle Startmassen fast genau 2050 Tonnen (diese sind über die gesamte Palette aller STS-Starts von 1981 bis 2011 sehr konsistent). , Endeavour mit einer Masse von 101,5 minus Nutzlast (also insgesamt 116,5), trockener ET 27 Tonnen, 726 Tonnen Kraftstoff darin und die SRBs wogen insgesamt 1178,2 Tonnen. Ich denke, wir können eine Diskrepanz von 3,3 Tonnen auf zusätzlichen Treibstoff in der OMS-Versorgung von Endeavour zurückführen, was zu einer tatsächlichen Masse von fast 120 Tonnen auf dem Stapel führt.

Wenn eine Standard-MECO-Umlaufbahn aufgrund der oben von anderen durchgeführten Arbeiten eine kreisförmige Zielumlaufbahn um 150 m / s unterschreitet und in diesem Fall die Zielumlaufbahn die ISS in 405 km Höhe ist, beträgt die kreisförmige Umlaufbahngeschwindigkeit 7670 m / s . Das Abziehen von 150 m/s würde die Hauptachse von 13566 km auf 13060 oder um 506 km reduzieren – was bedeutet, dass das Perigäum etwa 99 km unter dem Meeresspiegel liegen würde! Ich weiß nicht, ob Endeavour jemals direkt in eine elliptische MECO-Umlaufbahn dieser Art gestartet wurde und einen einzigen OMS-Brennvorgang durchführte, um 150 m/s Delta V zu erreichen, was etwa 4,7 Prozent der Bordmasse oder 5,67 Tonnen erforderte. Alternativ könnte es natürlich zunächst in eine viel niedrigere Umlaufbahn gebracht werden, und zwar mittels einer MECO-Umlaufbahn, die beispielsweise eine nominelle Parkumlaufbahn von 200 km Höhe unterschreitet, und dann zuerst dort mit einer 150-m / s-Brennung dieser gleichen Art zirkuliert. Warten Sie, bis die Phase seiner niedrigeren, schnelleren Umlaufbahn mit der halben Periode einer Transferbahn bis zu 405 übereinstimmt, damit sie in der Nähe der ISS ankommt, bevor sie eine zweite Zündung durchführt, um sie nahe an die Synchronisation zu bringen, gefolgt von einer mühsamen und langsamen vorsichtigen Annäherung Manöver. Ich vermute, dass letzteres passiert ist, und es ist auch eine konservative Annahme, dass dies der Fall war. Aber der Energieunterschied zwischen einer Umlaufbahn mit -100 km Perigäum und 200 km Apogäum und einer mit einem 405 km Apogäum ist nicht enorm - knapp unter 975 KJ/kg, was bei Erdoberflächengravitation gerade die Potentialdifferenz wäre unter 100 km Höhe. Verglichen mit der Geschwindigkeit der niedrigeren MECO-Umlaufbahn am Apogäum müssten nur 13 m/s hinzugefügt werden, um die notwendige Energie für das höhere Apogäum zu überschreiten! (So ​​geht das natürlich nicht). gefolgt natürlich von umständlichen und langsamen vorsichtigen Annäherungsmanövern. Ich vermute, dass letzteres passiert ist, und es ist auch eine konservative Annahme, dass dies der Fall war. Aber der Energieunterschied zwischen einer Umlaufbahn mit -100 km Perigäum und 200 km Apogäum und einer mit einem 405 km Apogäum ist nicht enorm - knapp unter 975 KJ/kg, was bei Erdoberflächengravitation gerade die Potentialdifferenz wäre unter 100 km Höhe. Verglichen mit der Geschwindigkeit der niedrigeren MECO-Umlaufbahn am Apogäum müssten nur 13 m/s hinzugefügt werden, um die notwendige Energie für das höhere Apogäum zu überschreiten! (So ​​geht das natürlich nicht). gefolgt natürlich von umständlichen und langsamen vorsichtigen Annäherungsmanövern. Ich vermute, dass letzteres passiert ist, und es ist auch eine konservative Annahme, dass dies der Fall war. Aber der Energieunterschied zwischen einer Umlaufbahn mit -100 km Perigäum und 200 km Apogäum und einer mit einem 405 km Apogäum ist nicht enorm - knapp unter 975 KJ/kg, was bei Erdoberflächengravitation gerade die Potentialdifferenz wäre unter 100 km Höhe. Verglichen mit der Geschwindigkeit der niedrigeren MECO-Umlaufbahn am Apogäum müssten nur 13 m/s hinzugefügt werden, um die notwendige Energie für das höhere Apogäum zu überschreiten! (So ​​geht das natürlich nicht). ist nicht enorm - knapp unter 975 KJ/kg, was bei Erdoberflächengravitation die Potentialdifferenz für knapp unter 100 km Höhe wäre. Verglichen mit der Geschwindigkeit der niedrigeren MECO-Umlaufbahn am Apogäum müssten nur 13 m/s hinzugefügt werden, um die notwendige Energie für das höhere Apogäum zu überschreiten! (So ​​geht das natürlich nicht). ist nicht enorm - knapp unter 975 KJ/kg, was bei Erdoberflächengravitation die Potentialdifferenz für knapp unter 100 km Höhe wäre. Verglichen mit der Geschwindigkeit der niedrigeren MECO-Umlaufbahn am Apogäum müssten nur 13 m/s hinzugefügt werden, um die notwendige Energie für das höhere Apogäum zu überschreiten! (So ​​geht das natürlich nicht).

Die konservative Annahme ist jedoch, dass Endeavour zunächst auf eine Parkbahn von 200 km aufsteigt, dort kreist und dann zu einem berechneten Zeitpunkt auf die 405 km-Bahnhöhe aufsteigt und dort kreist. Dies ermöglicht flexible Startzeiten und eine spätere Annäherung an den tatsächlichen Standort der Raumstation.

Werfen Sie eine Tonne Treibstoff mehr hinein, um für ein sicheres Dock an der etablierten Station herumzuspielen - aber beachten Sie, dass dies bei der ersten Mission nicht notwendig ist, da sich das Schiff überall an der ISS-Position befindet! Unter der Annahme von 150 m/s für die erste Zirkularisierung, die 5 2/3 Tonnen Propeller erfordert, um in eine Transferbahn von 200–405 km zu gelangen, ist ein Delta-V von 59,525 m/s erforderlich, und dann erfordert eine Zirkularisierung bei 405 eine andere 5907 oder 118.595 insgesamt. Über drei Zündungen sind dann knapp 270 m/sec erforderlich, und diese drei gelten alle für die gleiche Anfangsmasse, hier offenbar 120 Tonnen, für eine Gesamttreibstoffverbrennung von 10 Tonnen. Beachten Sie, dass dies fast die Hälfte der maximal zulässigen installierten Tankkapazität ist. Um von dort zur Erde zurückzukehren, schätze ich, dass eine Bremsung von 120 m/s ausreichend ist. Beachten Sie auch, dass dies immer auf eine Abwärtsmasse (nach der Verbrennung) von weniger als IIRC 105 Tonnen angewendet werden muss, da dies durch den Auftriebsbereich und die TPS-Maximaltemperaturen begrenzt ist und die Obergrenze für die Rückkehr jedoch für alle Modelle des Orbiter gilt Die leichteren späteren können mehr aus dieser unten liegenden Massennutzlast machen. Es werden also nur etwas mehr als 4 Tonnen benötigt, und 5 erlaubt einen großzügigen Sicherheitsfaktor für diese Verbrennung. Ich vermute, dass Missionen zur ISS eine maximale OMS-Treibstofflast von 21 2/3 Tonnen beinhalteten, während wir sehen, dass 15 alles sind, was für die nominelle Mission benötigt wird – was bedeutet, dass 7 Tonnen ein Sicherheitsfaktor sind, in diesem Fall fast über 44 Prozent. Dies ergibt die Masse von Endeavour ohne Nutzlast und ohne OMS-Treibstoff, aber ansonsten mit Vorräten für eine nominale Mission beladen, als 83,35 Tonnen und ein theoretisches Gesamt-Delta V von 1130 m / s.

Nun, wie hoch sind die Kosten für den Versuch, den Panzer durch diese dreistufige Reihe von Aufstiegszündungen in die ISS-Umlaufbahn zu bringen, wobei 12 Tonnen als Reserve für den nominellen Abstieg plus 7 Tonnen für Notfälle bereitgehalten werden? Wir können nicht, wenn wir uns weigern, irgendeine dieser 7 Tonnen anzufassen, weil ich die Reserve natürlich auf der Grundlage der nominellen Mission berechnet habe. Wir verwenden jedoch weniger als 10 für die Aufstiegsphase, und ein 26-Tonnen-Trockenvortriebstank erhöht die nominelle 120-Tonnen-Orbiter-Vorbrennmasse um 21,7 Prozent, bevor alle drei Phasen des Aufstiegs brennen. Daher können wir weniger als 2,2 Tonnen OMS-Propeller aus der Reserve stehlen, weniger als 30 Prozent davon, und den Tank in die Umlaufbahn bringen! Zukünftige Missionen, die auch einen anderen Panzer mitbringen, werden mehr kosten, da mehr Manövrieren erforderlich sein wird, um zu einem sanften Dock zu gelangen.

Außerdem können wir bei einer gegebenen nominellen Kraftstoffladung von 725 Tonnen im Tank beim Start, wenn wir etwas Masse von der SSME-Verbrennungslast abtragen, etwas unverbrannte Kraftstoffmasse einsparen. Die beiden Teile des Tanks wollen wir später mit Luft beladen, und das ist zu 80 Prozent Stickstoff. Das Volumen des Tanks (ohne Berücksichtigung des Zwischentanks, der den LOX vom LH trennt) hält diese 725 Tonnen und bei etwas mehr als 36 Prozent der Dichte von Wasser im Durchschnitt, wenn Luft 1/800 der Dichte von Wasser beträgt, eine Ladung von Luft bei 1 Atmosphäre nominal wäre etwa 2,5 Tonnen Masse, also sind 500 Kilogramm davon Sauerstoff. Wenn wir eine halbe Tonne Sauerstoff oder 1/1243 der gesamten Sauerstoffladung im Tank einsparen wollen, würden wir diesen Anteil der Gesamtmasse zu OMS-Verbrennung oder 118 kg von der Nutzlast abziehen und die halbe Tonne davon abziehen als Gut.

Ansonsten müssen wir überhaupt nicht an der nominellen Nutzlastmasse sparen, da wir nichts davon eintauschen können, um die 7-Tonnen-OMS-Kraftstoffreserve wiederherzustellen - das könnten wir, aber es würde sowohl Änderungen an der Installation als auch an der Tankmasse erfordern in der Ladebucht. Ein kompletter Verzicht auf die Nutzlast würde die Gesamtmasse nicht auf das Nenngewicht bringen, also müssten wir auf jeden Fall auf die Reserve zurückgreifen.

Die Nutzlast reduziert sich damit auf 14 Tonnen. Ich nehme an, dass die gesamte Nutzlast für die erste ET-basierte ISS-Baugruppe aus anfänglichen Ausrüstungsmassen bestehen sollte, die ein einzelnes Modul umfassen könnten, das am Tank befestigt werden soll, um einen strukturellen Anker und einen Docking-Port für eine zukünftige Mission bereitzustellen. Es wurde darauf hingewiesen, dass der ET ein "flauschiges" Objekt mit niedrigem ballistischen Koeffizienten ist, dessen Umlaufbahn schneller zerfällt als ein dichteres Objekt wie beispielsweise Skylab. Aber ich glaube, dass die vollständig zusammengebaute ISS auch auf die gleiche Weise schleppend ist, also wird es nicht schlimmer sein. Dennoch ist es oberste Priorität, den Panzer in der Umlaufbahn zu halten, und er braucht auch eine Orientierungskontrolle. Ich glaube, das erste Modul wäre daher eine Kombination aus Antriebsmodul und Zugangsdock, und ein Großteil seiner Masse wäre Treibmittel, um die Umlaufbahn aufrechtzuerhalten.

Ein Blick auf die tatsächliche historische Zeitachse der ISS zeigt, dass der Anfang Zarya war, ein Modul von 19 und einer dritten Tonnen, an dem Endeavour das fast 12 Tonnen schwere Unity-Modul anbrachte. Wenn der Panzerstart die zweite Phase der alternativen ISS-Montage ist, könnte Endeavour zuerst ein erweitertes Unity-Modul (z spezialisierter Hafen gegenüber dem Zarya-Ende der Einheit. Ein Teil der Frachtmasse würde für Strukturen wie Flansche verwendet, die speziell in den Tank selbst eingebaut sind, also können wir bei dieser Mission vielleicht doch keinen zusätzlichen Treibstoff für Zarya mitnehmen. Nach dem Andocken können nachfolgende Shuttle-Missionen entweder Module zum Andocken an die 4 radialen Häfen von Unity oder vorübergehend als Frachtmodule zum Entladen in den Tank bringen. Zwischen der Tankumlaufmission und dem nächsten Besuch eines Raumfahrzeugs auf der ISS würden die Belüftungsöffnungen des Wasserstofftanks geöffnet, damit der restliche Wasserstoff in den Weltraum verdampfen könnte, während der LOX-Rest verdampft, um den Sauerstofftank als Gas zu füllen. Es wäre dann möglich, vielleicht ferngesteuert vor der nächsten Mission, die Wasserstoffentlüftung zu schließen, ein spezielles neues Ventil zu öffnen, das in den Tank zwischen den beiden Tanks eingebaut ist, um den Wasserstofftank mit Sauerstoff zu füllen. Nur 2 Tonnen von einer nominellen Nutzlast von 15 Tonnen der nächsten Shuttle-Mission (oder vielleicht 2 von der 20-Tonnen-Masse eines anderen Moduls, das Zarya entspricht und ebenfalls auf einem Proton gestartet wird) wären Stickstoff, um den Rest der Luft zu bilden.

All dies zeigt, dass das Shuttle, so wie es war, tatsächlich Tanks zu orbitalen Zielen zu sehr geringen Kosten für das Eintauchen in vorhandene Treibstoffreserven liefern konnte. Effizientere Wege zur Nutzung der Panzer würden sich ergeben, wenn wir „Shuttle-C“ entwickelt hätten, eine Reihe von Shuttle-abgeleiteten Fahrzeugvorschlägen, die die Standardausrüstung für Orbiter-Starts gemeinsam hatten, einschließlich des Panzers, der SRBs und eines neuen Modul, das die SSMEs aus dem Orbit bergen soll. Jetzt war ich nie in der Lage, Einzelheiten über die Art des Motormoduls zu erfahren, aber ich wäre erstaunt, wenn ein 3-Motormodul insgesamt bis zu 60 Tonnen wiegen müsste; eher im Bereich von 35-45 würde ich denken. (Ich habe in dieser Richtung tatsächlich meine eigenen Ideen für ein Raumtransportsystem der nächsten Generation, das 15 Tonnen oder weniger separate Module für jeden Motor entwickeln würde, verkleinerte unbemannte Orbiter-Designs, die ein sehr flexibles nationales Startsystem mit einer unterschiedlichen Anzahl von Triebwerken und verschiedenen Größen von SRB ermöglichen würden. Aber um es einfach zu halten, waren die Shuttle-C-Vorschläge alle zusätzlich zur Verwendung von Orbiter als einziges bemanntes Fahrzeug; Shuttle-C-Designs würden alle unbemannt starten, und einige von ihnen schlugen vor, SSMEs bei einem Start zu verwenden, vermutlich alte gegen Ende ihrer Lebensdauer). Als unbemannte Trägerraketen sollten Shuttle-C-Designs zumindest etwas billiger zu starten sein als ein Orbiter, und selbst wenn das Motorwiederherstellungsmodul 60 Tonnen wiegt, die Hälfte der Orbiter-Masse, sind die anderen 60 Tonnen das Dreifache der nominellen 20 Tonnen Orbiter-Nutzlast – 4-mal die Nutzlast zur ISS. Aber um es einfach zu halten, waren die Shuttle-C-Vorschläge alle zusätzlich zur Verwendung von Orbiter als einziges bemanntes Fahrzeug; Shuttle-C-Designs würden alle unbemannt starten, und einige von ihnen schlugen vor, SSMEs bei einem Start zu verwenden, vermutlich alte gegen Ende ihrer Lebensdauer). Als unbemannte Trägerraketen sollten Shuttle-C-Designs zumindest etwas billiger zu starten sein als ein Orbiter, und selbst wenn das Motorwiederherstellungsmodul 60 Tonnen wiegt, die Hälfte der Orbiter-Masse, sind die anderen 60 Tonnen das Dreifache der nominellen 20 Tonnen Orbiter-Nutzlast – 4-mal die Nutzlast zur ISS. Aber um es einfach zu halten, waren die Shuttle-C-Vorschläge alle zusätzlich zur Verwendung von Orbiter als einziges bemanntes Fahrzeug; Shuttle-C-Designs würden alle unbemannt starten, und einige von ihnen schlugen vor, SSMEs bei einem Start zu verwenden, vermutlich alte gegen Ende ihrer Lebensdauer). Als unbemannte Trägerraketen sollten Shuttle-C-Designs zumindest etwas billiger zu starten sein als ein Orbiter, und selbst wenn das Motorwiederherstellungsmodul 60 Tonnen wiegt, die Hälfte der Orbiter-Masse, sind die anderen 60 Tonnen das Dreifache der nominellen 20 Tonnen Orbiter-Nutzlast – 4-mal die Nutzlast zur ISS.

Mit einem solchen System in der Hand – und ich denke, es könnte deutlich vor dem Jahr 2000 betriebsbereit sein – könnte eine einzelne Shuttle-C-Mission mit einem permanent am Tank befestigten Frachtmodul und einem OMS-Triebwerk einen Tankvorläufer in die Umlaufbahn bringen -ausgerüstet für Luftfüllung, 5 Tonnen gelagerte flüssige Luft (2 Füllungen des Tanks) und 50 weitere Tonnen anderer Vorräte und Ausrüstung.

Ich schätze, dass ein 9-sekündiges Brennen eines einzelnen STS-OMS-Triebwerks einmal im Monat ausreichen würde, um den Zerfall der Umlaufbahn zu überprüfen, wenn man von ähnlichen Kräften wie denen auf der bestehenden ISS ausgeht. Das würde jedes Mal weniger als 80 kg Treibstoff verbrauchen, für weniger als eine Tonne pro Jahr. Die Treibstoffreserve muss natürlich nicht enorm sein!

Tatsächliche Zahlen nachschlagen ISS verbraucht derzeit 7,5 Tonnen pro Jahr; Trotzdem macht eine 10-Tonnen-Reserve, die in der ursprünglichen Einführung enthalten war, nur 20 Prozent der verfügbaren sonstigen Tonnage aus. Mit 40 Tonnen, die darüber hinaus übrig bleiben, wäre dieser einzelne Start das Äquivalent von Zarya und Unity, wobei 10 weitere Tonnen (fast eine weitere Unity) übrig bleiben. Da Zarya das Antriebsmodul der bestehenden Station ist, könnten wir, abgesehen von der Verwendung des Panzers selbst, eindeutig mehr Nutzen als diese beiden Starts erhalten.

Ein Orbiter, der nach dem Start des Shuttle C ankommt oder vorher am Zielort positioniert ist, koordiniert mit einem Sojus-Start, könnte eine internationale Besatzung von 10 Besatzungsmitgliedern bereitstellen, um das anfängliche Andocken einer modifizierten Zarya durchzuführen, die sich darauf konzentriert, Energie ohne Antrieb für die zu liefern Shuttle C-Frachtmodul, von dem ich mir vorstelle, dass es mehrere Docking-Ports im Unity-Stil haben würde, einen mit einem Adapter (beweglich, wenn die Station wächst) für Sojus. Ob diese Crew das Aufblasen der Tanks mit Luft beenden könnte, hängt davon ab, wie schnell Wasserstoff aus diesem Tank ins Vakuum gespült wird. Ich denke, sie könnten es so ausstatten, dass es für die nächsten Besatzungen sofort bewohnbar ist. Mit 120 Tonnen wären es fast 30 Prozent der Masse der jetzigen Station. 3 weitere Shuttle-C-Starts mit 3 weiteren Panzern, begleitet von 3 weiteren Orbiter-Besuchen, die jeweils 15 Tonnen Fracht bringen, würde die derzeitige Anordnung um 15 Tonnen übertreffen. Das Besatzungsvolumen wäre natürlich gigantisch, so sehr, dass wir wahrscheinlich keine weiteren Panzerlieferungsmissionen durchführen möchten, aber selbst dann würden 6 Orbiter-Besuche die gleiche Masse wie unsere aktuelle Station ergeben, vermutlich eine Mischung aus Fracht für den Innenausbau und neue Module und Traversen und Solarpanel-Sets und so weiter.

Es ist dann ein praktischer Vorschlag; mit Shuttle C wäre es mit wenigen Starts sehr schnell erreicht worden. Ob wir das vorgeschlagene 10-Tank-Spinning-Habitat entwickeln wollen (ein Achteck von 8 Tanks, die Ende an Ende zu einem Paar entlang der Achse verspannt sind, Ende an Ende) ist eine Frage der Finanzierung, nicht der Startfähigkeit. Eine solche Alternative würde natürlich um Größenordnungen mehr Menschen im Weltraum erfordern, um sich zu lohnen, und wie angeboten erscheint mir unvollständig - ich sehe nicht, wie Shuttles oder andere Fahrzeuge daran andocken würden, wenn sie einmal hochgefahren sind, eines oder beide Achstanks müssten an einem De-Spin-Modul befestigt werden, das Strom und wahrscheinlich Reaktionsmasse benötigt, das am anderen Ende an einer Mikrogravitationsstation befestigt ist, an der Schiffe andocken könnten, an der auch Sonnenkollektoren und Heizkörper angebracht werden könnten, nehme ich an. Ich vermute, dass eine solche Station eine Senkung der Startkosten um eine Größenordnung erfordern würde, um aus der Ferne finanziert werden zu können, wenn man bedenkt, dass jedes Jahr Hunderte von Besatzungsmitgliedern und lebenswichtige Vorräte eingesetzt werden müssen. Ich denke, die Entwicklung von Shuttle-C würde den Weg zu erheblichen Kostensenkungen pro Kilogramm weisen, vielleicht um den Faktor 5, aber nicht um den Faktor 10.