Wie unterscheidet sich die G-Kraft beim Start zwischen Raumfahrzeugen in Bezug auf die Effizienz zwischen bemannten und unbemannten Raumflügen? Bedeutet weniger Zeit in der Atmosphäre eine Treibstoffeinsparung für einen interplanetaren Start? Könnte der Normalbürger oder erfahrene Pilot sicher mehr als 3G standhalten, wenn die Brenndauer auch kürzer ist?
In der Vergangenheit setzten Atlas- und Titan-Booster, die im Mercury- und Gemini-Programm verwendet wurden, Astronauten beim Aufstieg für kurze Zeit bis zu 8 g aus. Da die Astronauten während des Aufstiegs nicht viel tun mussten, war dies kein großes Problem; Wenn sie ausgegraut oder sogar kurzzeitig schwarz wurden, würde der Booster unbemerkt weitermachen. Dies waren geübte Testpiloten und Kampfpiloten, die daran gewöhnt waren, durch Manöver mit hohem g zu funktionieren, aber ich glaube, jeder einigermaßen gesunde Zivilist könnte ein paar kurze Stromausfälle bei 7 g oder 8 g überleben.
Spätere Booster, die speziell für Flüge mit Besatzung gebaut wurden, tauschten eine kleine Menge Delta-V-Fähigkeit gegen den Komfort der Besatzung ein. Saturn-Apollo lag bei 4 g und Shuttle bei 3 g.
Die Trägerrakete Titan II Gemini verbrauchte etwa 8950 m/s Delta-V, um die Umlaufbahn zu erreichen; Der Saturn V verbrauchte etwa 9200 m/s, so dass ein Abfall von 8-g-Peaks auf 4-g-Peaks zu etwas weniger als 3 % ∆v-Effizienzeinbuße führte.
Aufgrund der Nichtlinearität der Raketengleichung beträgt der Unterschied in der Treibstoffmasse weniger als 3 % (und hängt stark von der jeweiligen Konstruktion der Trägerrakete ab). Für einen zweistufigen Trägerraketen zum Orbit ist die Treibstoffmasse, die für einen 8-g-Peak-Aufstieg benötigt wird, wahrscheinlich etwa 1% höher als die für einen 4-g-Peak-Aufstieg benötigte Treibstoffmasse, wenn alle anderen Dinge gleich sind.
Russell Borogove
Muze
Russell Borogove