Wie könnten wir einen fairen Vergleich zwischen Weltraumraketen hinsichtlich ihrer Nutzlastmasse im erdnahen Orbit und der Flucht von der Erde anstellen?

Ich suchte nach Vergleichen zwischen Weltraumraketen in Bezug auf ihre Nutzlastmasse im erdnahen Orbit und der Flucht von der Erde. Erstens, um die Fähigkeiten des Weltraum-Boosters (der ersten Stufen) zu sehen, und zweitens, um Ergebnisse und Effizienz der oberen Stufen zu sehen.

Vergleiche könnten in Wikipedia gefunden werden , aber dies ist kein fairer Vergleich, da niedrige Umlaufhöhen und Neigungen für diese Raketen unterschiedlich sind. Wenn wir etwas vergleichen, sollte der gleiche Standard verwendet werden. Viele US-Raketen werden mit einer Neigung von 28,7° (oder 28,5° oder 28°) gestartet, und ihre niedrigen Umlaufbahnwerte gelten für 185 km oder 200 km. Russische Raketen werden von Baikonour in 51,6° gestartet und die Werte für eine niedrige Umlaufbahn liegen meist bei 200 km oder 220 km. ESA-Raketen werden vom Standort Kourou mit einer Neigung von 5° gestartet. Von diesen beiden Orten wird eine Sojus-Rakete gestartet (Baikonour 51,6°, Kourou 5°). Wir konnten verstehen, wie sehr die Neigung zu diesem Sojus von hier aus beeinflusst wird. Aber mit Sojus-Fall haben wir Glück, da es in verschiedenen Neigungen gestartet wird. Die Frage ist, was ist mit allen anderen Raketen. Die Werte würden für niedrige Erdumlaufbahnen in 185 km - 200 km - 220 km und in verschiedenen Neigungen unterschiedlich sein. Vielleicht wäre ihr Einfluss nicht zu groß, aber trotzdem ist der Vergleich nicht echt und fair.

Für eine erdnahe Umlaufbahn benötigen wir die gleiche Umlaufbahn und Neigung. Für die Flucht von der Erde spielt die Höhe der Umlaufbahn keine Rolle, die Neigung sollte jedoch gleich sein. Gibt es ein Programm oder eine Website, die Raketen mit demselben Standard und unter denselben Bedingungen vergleichen könnte?

Bisher fand ich diese Seite Silverbirdastronautics , wo wir die Neigung und die Höhe der Umlaufbahn ändern konnten, aber dies ist keine zuverlässige Seite, da die Nutzlastwerte von den offiziellen Ergebnissen für diese Raketen abweichen und sie kein hohes Maß an Genauigkeit hat.

Könnten wir einen fairen Vergleich von Weltraumraketen in Bezug auf ihre niedrige Erdumlaufbahn und ihre Nutzlasten für die Flucht aus der Erde anstellen?

Laut qrg.northwestern.edu/projects/vss/docs/navigation/… erhalten Sie zusätzliche 500 km/h, wenn Sie vom Äquator aus starten, es sind nur wenige Prozent für die erforderliche Geschwindigkeit. Ich nehme also an, dass Sie den Spielraum des Startplatzes beim Vergleich von Trägerraketen eliminieren können
Dies ist eine sehr interessante Frage, ich würde gerne wissen, ob es ein Simulationsprogramm gibt, das Nutzlasten berechnet. Dieser Wikipedia-Vergleich wäre richtig, wenn alle Raketen vom Äquator auf derselben Umlaufbahn gestartet würden. Das würde in Wirklichkeit das Potenzial aller Raketen geben.
@PavelBernshtam Schauen Sie sich die Nutzlastmasse von Sojus 2 an, die vom Pol aus gestartet wird, und beträgt 75% der Nutzlast, die vom Äquator aus gestartet wird. Selbst für GSO-Umlaufbahnen von Baikonour sind es 500 kg und von Kourou 1360 kg. Vielleicht würde schwerere Raketen weniger beeinflussen, aber für Sojus ist ein signifikanter Unterschied. Für GSO müssen Sie drei Raketen starten, um die Arbeit von Soyuz aus Kourou zu erledigen
@Yeah vom Äquator wäre ein guter Vergleich, ich habe versucht, etwas zu finden, aber das Beste, was ich bisher gefunden habe, ist Silverbirdsastronautics, aber es ist nicht genau.
Der Unterschied ist proportional zum cos des Winkels, hat also in gemäßigten Breiten (wie Baikonur) einen geringen Einfluss
Ich glaube, wann immer wir versuchen, tatsächliche Nutzlasten, Missionen, Ziele zu vergleichen, wird der Vergleich nicht "fair" sein, weil unterschiedliche Bedürfnisse unterschiedliche Kosten diktieren, unabhängig von Umlaufbahnen. Der einzige faire Vergleich wäre eine idealisierte Rakete und ihr erforderliches Delta-V. 7,91 km/s für LEO, 11,19 km/s für Flucht; der Rest sind zusätzliche Kosten und Einsparungen aufgrund der Lage des Raumhafens, der Neigungsanforderungen, des atmosphärischen und Gravitationswiderstands und unzähliger anderer "subjektiver" Faktoren.
Es gibt auch das Problem, dass es zwischen den Raketen variiert. SpaceX schneidet in Weltraumsachen schlecht ab, weil es Kerolox-Motoren anstelle von Hydrolox verwendet.

Antworten (3)

Trägerraketen sind komplexe Maschinen und jede verhält sich völlig anders, dh jede Rakete hat ihre eigene Variation des Gravitationswendemanövers mit unterschiedlichen aerodynamischen und Gravitationsverlustprofilen. Um alle Effekte zu berücksichtigen und die Masse zu "LEO" genau zu bestimmen, wie in den Kommentaren gesagt, besteht die einzige Möglichkeit darin, die Flugbahn zu integrieren .

Ein weiterer wichtiger Aspekt ist zu beachten, dass Metriken wie "Nutzlast zu LEO", "Nutzlast zu LTO", "Nutzlast zu GTO" usw. per se ungenaue Messungen sind, da, wie Sie betont haben, keine dieser Umlaufbahnen streng ist definiert. Diese Daten werden normalerweise nur in der nullten Iteration des Missionsdesigns berücksichtigt, wenn man so etwas wie eine Raketenklassenanforderung auswählt und nur eine grobe Schätzung der Nutzlastfähigkeit der Rakete benötigt wird.

Um eine wirklich genaue Charakterisierung und einen Vergleich vorzunehmen, müsste man die endgültige Umlaufbahn, den Startplatz und die Wetterbedingungen standardisieren und mit einem vollständigen Modell simulieren oder im Falle einer experimentellen Studie messen.

In Anbetracht dessen, dass diese Charakterisierung äußerst komplex wäre und dass die grobe Schätzung der „Nutzlast für LEO“ für ein vorläufiges Design ausreicht, macht diese detaillierte Studie im Allgemeinen keinen Sinn. In einer zweiten Phase würde das Team von dieser ungefähren Zahl zu einer detaillierten Simulation übergehen, um sicherzustellen, dass das System die Mission erfüllen kann und was seine tatsächlichen Fähigkeiten sind.

Ich weiß nicht, ob ich richtig liege, aber es könnte interessant sein, die Endenergie der Nutzlast und nicht ihre Masse zu vergleichen. Es würde Ihnen (glaube ich) eine bessere und fairere Metrik geben.
Die Formel könnte so lauten:

E t Ö t a l = 1 2 m v ² + m g z

Dabei ist m die Masse der Nutzlast, z die Höhe ihrer Umlaufbahn und v ihre Geschwindigkeit. Wir könnten auch die Tatsache verwenden, dass die Umlaufgeschwindigkeit gerichtet ist durch:

G M R ≤ v ≤ 2 G M R

Dabei ist M die Masse der Erde und R der Abstand zwischen dem Erdmittelpunkt und dem Satelliten.

Ich denke, Lui Txai Calvoso Habl hat die richtige Antwort, das heißt, deine Frage würde den Rahmen dieses Forums sprengen, gut zu beantworten. Ihre beste Wahl für Genauigkeit, ohne viel Geld auszugeben, ist, sich die Missionsplaner-Leitfäden für jede Trägerrakete anzusehen, die normalerweise auf den Websites der Anbieter verfügbar sind.

Wenn Sie stattdessen ein "Gefühl" für die Dinge bekommen möchten, ohne sich Sorgen machen zu müssen, zu genau zu sein, dann lesen Sie weiter.

Ich habe mir kurz die Silverbird- Site angesehen, die Sie in der Frage erwähnt haben. Da es so etwas wie eine "Black Box" zu sein scheint, ist es schwer zu erkennen, welche Annahmen es macht, aber zusätzlich zu dem von Lui Txai Calvoso Habl angesprochenen Punkt für die Art der Flugbahn und der Schwerkraftdrehung ist es auch plausibel, dass der Silbervogel Der Standort verwendet Zeitdurchschnittsschätzungen für Schub und spezifischen Impuls. Im Großen und Ganzen denke ich, dass das gar nicht so schlimm ist, wenn es einem hilft, ein ungefähres Verständnis für jeden Launcher zu bekommen.

Alternativ möchten Sie vielleicht die Seite Space Launch Vehicles erkunden . Von besonderem Interesse sind Tabellen wie diese für Sojus , in denen der Autor Parameter gesammelt und für jede Stufe in einen Gesamtimpuls in Mega-Newton-Sekunden, MN, umgewandelt hat. Ich denke, das ist eine ziemlich gute Möglichkeit, mehr über die Hardware zu verstehen. Natürlich hilft es Ihnen immer noch nicht bei den Problemen mit Schwerkraftkurven, Dogleg-Manövern, in der Atmosphäre verbrachter Zeit und den zeitlichen Durchschnittswerten von Schub und Isp, aber Sie können Ihre eigenen Berechnungen anstellen und sehen, wie weit Sie von den entfernt sind tabellarische Zahlen.

Wenn Sie schließlich wirklich in der Lage sein möchten, die Leistung eines bestimmten Fahrzeugs zu hypothetisieren, das von einer anderen Startbreite aus gestartet wurde, können Sie die Trägerraketen einfach nach Gesamtimpuls ordnen, um eine Vorstellung davon zu bekommen, welches am besten wäre. Noch einmal, es wird nicht die detaillierten Summen lösen, aber es könnte helfen, das Gesamtbild zu verstehen.

Schließlich befasst sich diese vorherige Frage mit der Idee, Trägerraketen grob und fertig zu vergleichen, und ist ziemlich aufschlussreich.

Wie könnten wir einen fairen Vergleich zwischen Weltraumraketen hinsichtlich ihrer Nutzlastmasse im erdnahen Orbit und der Flucht von der Erde anstellen?
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