Wie wird die „Payload to LEO“ für einen Launcher geschätzt?

• Wie wird die Nutzlast für LEO berechnet?

Heutzutage führen sie Simulationen für alles durch. Die Nutzlast für LEO ist entweder eine analytische Bewertung der Nutzlast unter Verwendung von Worst-Case-Annahmen oder andernfalls eine Simulationsschwelle. Grundsätzlich ist die Rakete so ausgelegt, dass sie unter Verwendung einer nominellen Umlaufbahn einen minimalen LEO-Schwellenwert erreicht. Diese Werte werden in das unterteilt, was jedes Teil der Rakete leisten muss, um diese Anforderungen zu erfüllen. Sobald alles entworfen ist, testen sie erneut mit den gefundenen tatsächlichen Grenzen.

Einige der Dinge, die zum Beispiel variiert werden könnten, sind die Temperatur des Raketentreibstoffs, der genaue Treibstofffluss jedes Typs in die Rakete (was zu unterschiedlichem Schub und ISP führt), Wind, Wetter, andere Arten von Teileffizienz, usw. All dies zusammengenommen wird LEO einen schlechteren Fall geben, wofür sie werben.

• Welche Fehlerbalken sollte man bei solchen Schätzungen ansetzen?

Die Fehlerbalken werden bereits in der öffentlich bekannt gegebenen Masse an LEO übernommen. Wenn man einen Artikel leicht über dem Maximum auf den Markt bringen möchte, könnte das Unternehmen theoretisch eine Studie durchführen, um zu sehen, wie wahrscheinlich es ein Problem geben würde. Wenn es wahrscheinlich ein Problem geben würde, könnten sie den Kunden informieren und entsprechend handeln.

Es sollte beachtet werden, dass die Unsicherheit in Bezug auf die Teilleistung mit der Zeit abnimmt, was normalerweise zeigt, dass die Rakete eine bessere Leistung erbringt als zunächst angenommen (es sei denn, die Rakete war wirklich vom Nennwert entfernt).

• Wäre die tatsächlich gestartete schwerste oder durchschnittliche Nutzlast ein besseres Maß, und sind solche Statistiken der Öffentlichkeit leicht zugänglich?

Nicht wirklich. Die schwerste Nutzlast ist unter fast allen Bedingungen geringer als die LEO-Maximalmasse. Die Statistiken sind normalerweise nicht verfügbar.

Nur um Ihnen eine Vorstellung zu geben, jede Rakete, die ich gesehen habe, macht nach dem Start so etwas wie diese Handlung. In diesem Fall stellen die beiden Linien die beiden SRBs bei einem Space-Shuttle-Start dar . Die, die ich gesehen habe, vergleichen die erwartete Leistung, max/min, mit der tatsächlichen Leistung, um zu sehen, ob es ernsthafte Abweichungen von der erwarteten Leistung gibt, und um eine Vorstellung davon zu bekommen, in welche Richtung sich die Leistung vom Ideal neigt.

Entschuldigung, aber dieser Kommentar ist ziemlich lang.

In Bezug auf die Nutzlastfragen des Saturn V LEO ...

Schauen Sie sich diese Quelle an: http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=12519.20

Die Trägerrakete Saturn V wurde während ihrer gesamten Lebensdauer aufgerüstet. Die Motoren wurden verbessert und zahlreiche Maßnahmen ergriffen, um das Gewicht der Rakete zu reduzieren. Als Apollo 17 auftauchte, war der Saturn also eine ziemlich verbesserte Maschine. Der obige Link gibt sein LEO-Wurfgewicht mit 140.893 kg an. Einige Quellen geben einen niedrigeren oder höheren Wert als diesen Wert an, aber dieser war zur Hand, als ich dies schrieb.

Also ja, der Saturn V war in der Lage, über 140 t an LEO zu liefern, aber wir müssen bedenken, dass dies nach einer kleinen Verbesserung war. Die letzten Saturn Vs pumpten sehr nahe an 7,9 Millionen Pfund Schub, was auch viel mehr ist, als normalerweise angegeben wird (7,5 Millionen). Ich glaube, dass die ersten Mondlandungsmissionen LEO-Massen von etwa 133 t mit weniger starken Saturns beinhalteten.

Außerdem müssen wir skizzieren, was die LEO-Nutzlast ausmacht. Die Zahl von 140.893 kg beinhaltet die teilweise betankte S-IVB-Drittstufe der Saturn V. Oberstufen sind jedoch normalerweise von den Nutzlastmassen von Missionen in der Erdumlaufbahn ausgeschlossen. Warum ist es also in der LEO-Nutzlast enthalten …

Denn die Mission von Apollo 17 war es, zum Mond zu fliegen!

Hier unterscheidet sich die zitierte LEO-Nutzlastdefinition der Saturn V von anderen Trägerraketen. Bei Mondlandemissionen ist LEO nicht das Ende der Fahnenstange; etwas wird benötigt, um die Apollo-Hardware zu TLI zu pushen. Dies ist der Zweck der S-IVB. Beim Erreichen ihrer erdnahen Parkbahn wird die dritte Stufe immer noch mit Treibstoff versorgt und ist nicht nur eine träge Masse. Es stellt immer noch eine nutzbare Nutzlast dar, da es verwendet wird, um zum Mond zu fliegen.

Eine weitere wichtige zu berücksichtigende Angelegenheit ist die Höhe und Neigung der Erdparkbahn. Frühe Apollo-Mondmissionen traten bei etwa 185 km bei etwa 28,5 Grad in LEO ein. Aber bei späteren 'Apollo J'-Missionen wurden LEO höhere Massen geliefert, teilweise weil sie in einer geringeren Höhe umkreisten. Apollo 15, 16 und 17 parkten bei etwa 167 km mit ähnlicher Neigung, was bedeutet, dass in der S-IVB-Oberstufe mehr Treibstoff für die TLI-Verbrennung übrig wäre.

Nun zu den anderen Werten (127t bzw. 118t)

127t ist die für den Saturn C-5 angegebene LEO Nutzlastmasse… Achtung!

Der Saturn C-5 ist nicht der Saturn V!

Der Saturn C-5 war von Brauns ursprüngliches Design, das entwickelt wurde, als die Apollo-Missionsplaner noch über eine grundlegende Methode entschieden, mit der sie den Mond erreichen könnten. Als „Lunar Orbit Rendezvous“ als Weg ausgewählt wurde, wurde die Kombination aus Apollo CSM und LM detaillierter entwickelt. Die Nutzlastgewichte wuchsen jedoch, und schließlich stellte sich heraus, dass der ursprüngliche Saturn C-5 zu schwach war, um sie an TLI zu liefern. So wurde die C-5 verbessert und wurde zur Saturn V. Die erste Stufe wurde nahezu identisch gehalten, aber die zweite Stufe wurde für mehr Treibstoff um etwa 3,5 m verlängert. Außerdem wurde die dritte Stufe im Durchmesser vergrößert, um wiederum mehr Kraftstoff aufzunehmen.

Der Saturn C-5 konnte bis zu 127 t (einschließlich der dritten Stufe) an einen 185 km langen LEO und etwa 41 t an TLI liefern. Die späteren Saturn Vs konnten über 140 t an einen 167 km langen LEO und fast 50 t an TLI liefern.

118t (und 120t) stehen meines Wissens zur Debatte. Einige sagen, dass es sich um die theoretisch nutzbare LEO-Nutzlast des dreistufigen Saturn-V-Fahrzeugs handelt, wenn die dritte Stufe nicht enthalten ist und beim Erreichen der Erdumlaufbahn erschöpft ist (Apollo wog insgesamt bis zu 48,6 t, wodurch Treibstoff für TLI übrig blieb). 118t Nutzlast wären das nicht). Dies wird im Link oben in diesem Kommentar untersucht.

Ich habe mich jedoch gefragt, ob dies die maximale LEO-Nutzlast von 185 km eines zweistufigen Saturn V-Fahrzeugs für LEO sein könnte, ähnlich dem Ansatz, der mit Saturn MLV-V-1 und Saturn MLV-1 ohne TLI aufgetreten wäre. V-3-Starts (sehen Sie sich diese Varianten an, sie sind brillant). Eine solche Rakete wurde als Saturn INT-21 bezeichnet und nie gestartet, obwohl die Skylab Saturn V im Wesentlichen genau das war. Ja, die Skylab-Trägerrakete hat nicht so viel nutzbare Nutzlast in ihre Umlaufbahn gebracht, aber sie startete bis zu 434 km und mit einer Neigung von über 50 Grad, was mehr Leistung erfordert als 185 km bei 28,5 Grad. Für diese Umlaufbahn wurde der INT-21 mit 255.000 lbs oder 115,7 t angegeben … Ziemlich nah dran, und das wurde sogar vor den frühen Saturn Vs untersucht und beinhaltete als solche keine verbesserten Motoren und Gewichtseinsparungen späterer Modelle.

Zusammenfassend Dinge, die Sie sich merken sollten:

• Denken Sie darüber nach, was die Mission erfordert. Missionen, die über LEO hinausgehen, können immer noch die Masse der Oberstufe und ihren Treibstoff für ihre angegebenen LEO-Massen enthalten. Missionen, die nur nach LEO gehen, können nicht ausgeführt werden, wenn die Oberstufe erschöpft ist, da der leere Kraftstofftank und die leeren Motoren nicht mehr benötigt werden.

• Berücksichtigen Sie die Höhe und Neigung der Umlaufbahn der Nutzlast. Höhere Umlaufbahnen erfordern mehr Energie, um sie zu erreichen, und daher wird weniger Masse für eine bestimmte Rakete geliefert. Außerdem verbrauchen größere Neigungen mehr Energie für eine bestimmte Höhe.

• Denken Sie über Entwicklungen und Verbesserungen nach, die am Raketenmodell vorgenommen wurden. Eine Rakete, die lange im Einsatz war, wird im Allgemeinen später in ihrer Betriebsdauer leistungsfähiger sein als ihre ursprünglichen Varianten.

Zur Fehlerspanne kann ich zu diesem Thema nicht viel sagen. Ich würde jedoch glauben, dass es empfohlen wird, eine Rakete nicht bis zu ihrer festgelegten Grenze zu laden. Sicherheitsmargen sind enthalten, und so sollte eine Rakete mit etwas mehr Treibstoff starten als unbedingt nötig, nur für den Fall, dass etwas nicht so läuft wie geplant. Dies würde es dem Fahrzeug ermöglichen, den Orbit zu erreichen, selbst im Fall von beispielsweise einem Ausfall eines einzelnen Triebwerks auf einer Oberstufe mit mehreren Triebwerken (vielleicht ähnlich wie bei Apollo 6).

Für Historiker würde ich sagen, dass die durchschnittliche Nutzlast einer Trägerraketenvariante über ihre Lebensdauer hinweg eine nützliche Erkenntnis wäre. Ich würde jedoch sagen, dass die aktuelle LEO-Nutzlastbewertung für eine Rakete der wichtigere Wert ist. Unter der Annahme, dass das Fahrzeug im Laufe seiner Lebensdauer (wahrscheinlich) verbessert wurde, wird es im Allgemeinen leistungsfähiger sein als seine früheren Iterationen. Aber das ist nur meine Meinung.

Wenn Sie dies alles gelesen haben, danke, dass Sie sich die Zeit dafür genommen haben. Jedes Feedback ist willkommen. Wenn Sie etwas Falsches an den aufgeführten Informationen bemerken, lassen Sie es mich bitte wissen.

Entschuldigung für den 'Aufsatz'

Alastair.

Der Nutzlastanteil einer Trägerrakete,$\lambda$wird normalerweise gegeben durch,$\lambda = \frac{m_{d}}{m_{p} + m_{s}}$

wo$m_{d}$ist die Nutzlastmasse,$m_{p}$ist die Treibmasse und$m_{s}$ist die strukturelle Masse der Trägerrakete.

Im Allgemeinen sind die Nutzlastanteile der Trägerraketen sehr klein, kleiner als 1$\%$oder so.

Soweit Weltraumstarts betrachtet werden, ist jeder für alle Zwecke einzigartig und es ist schwierig, sie zu vergleichen. Aus diesem Grund ist es besser, die zu vergleichen$\mathit{actual}$ $\mathit{average}$Nutzlast über die Missionen und nicht irgendwelche theoretischen Werte.

Das liegt daran, dass die Trägerraketen bei jedem Flug verbessert werden und auch andere Bedingungen anders sind.

Das Dokument in der Frage zu Saturn V zeigt, dass der Nennschub aller drei Stufen im Laufe der Starts zugenommen hat. Auch die Nutzlast von 140 Tonnen ist die$\mathit{maximum}$über die Starts erreicht.

Daher ist es besser, für einen Vergleich nur die tatsächlichen Werte aus der Mission zu nehmen.