Welchen Vorteil bieten äquatornahe Startplätze?

Die Frage sollte in mehrere Teile gebrochen werden.

• Warum wurde Cape Canaveral ausgewählt?
• Warum zieht die NASA nicht woanders hin?
• Was ist der Gewinn an Nutzlastmasse beim Start von Kourou?

Ich werde den dritten Teil nicht beantworten, da die Antwort für jeden Launcher und jede Neigung etwas anders sein wird.

Von Mondhafen :

Cape Canaveral, besser bekannt als "das Kap", war 1947 als Raketentestgelände ausgewiesen worden. Das Kap erstreckt sich als Landbogen, der auf halbem Weg zwischen Jacksonville und Miami in den Atlantik ragt, über eine Fläche von etwa 60 Quadratkilometern. Frühe spanische Seefahrer, die es als das einzige Hauptmerkmal der langen Küstenlinie Floridas bezeichneten, benannten es nach seinem Überfluss an Schilfrohr. Seine Wahl als Raketenreichweite wurde von mehreren Faktoren diktiert: Die Planer konnten eine Reihe von Verfolgungsstationen einrichten, die sich südöstlich über den Atlantik erstreckten, um die längste Reichweite bereitzustellen, die für Raketentests erforderlich war. die Banana River Naval Air Station könnte als Stützpunkt dienen ; und der Startbereich war für den Wassertransport zugänglich .

Die Auswahl wurde von einem Joint Chiefs of Staff Committee getroffen. Als die Streitkräfte 1945 in die Raketentechnik einstiegen, stationierte die Armee ihr Startteam aus deutschen V-2-Experten in White Sands, New Mexico – in der Nähe des Schauplatzes von Robert Hutchings Goddards Pionierarbeit in den 1930er Jahren. Die südwestliche Wüste erwies sich als zu klein für Raketen . Am 29. Mai 1947 ging eine modifizierte V-2 in die falsche Richtung und landete auf einem Friedhof südlich von Juarez, Mexiko – einer der Faktoren, die die Joint Chiefs entschieden, Raketenexperimente nach Osten zu verlegen Küste Floridas.

Faktoren, die oben nicht erwähnt wurden:

• Zugang per Straße und Eisenbahn von anderswo im CONUS
• Verfügbarkeit von Land zum Aufbau der Sauerstoff- (später Wasserstoff-) Produktion

Historische Kuriositäten:

• "Historischer Präzedenzfall" - Florida wurde 1865 von Jules Verne "auserwählt".

Andere Faktoren, die später ins Spiel kamen:

• Startplätze benötigen viel unbewohntes oder spärlich besiedeltes Land/Meer in Richtung nützlicher Start-Azimündungen, insbesondere dort, wo verbrauchte Stufen fallen.
• Die wahrscheinliche Liste der Neigungen, in die man einsteigen kann.
• Umwandlung der Atlantischen Reichweite in eine funktionsfähige Interkontinentalraketenbasis (und Sie bauen einfach keine Interkontinentalraketenbasen auf winzigen Korallenatollen mitten im Nirgendwo).

Hat die NASA also einen Standortwechsel in Erwägung gezogen? JA , da draußen war eine besonders sture Person.

Mondhafen:

Ein Saturn-Startplatz

Mit mehr als 20 Jahren Erfahrung predigte und praktizierte das von Braun-Team, dass Rakete und Startrampe auf dem Reißbrett zusammengefügt werden müssen, wenn sie beim Start kompatibel sein sollen. Die neue Rakete ging Hand in Hand mit ihrer Startanlage.

Der kurzlebige Plan, den Saturn auf dem Luftweg zu transportieren, wurde durch das Interesse von ABMA ausgelöst, eine Rakete von einem Standort in der Nähe des Äquators in eine äquatoriale Umlaufbahn zu starten. Die Weihnachtsinsel im Zentralpazifik war eine wahrscheinliche Wahl. Äquatoriale Startplätze boten gewisse Vorteile gegenüber Einrichtungen innerhalb der kontinentalen Vereinigten Staaten. Ein Start genau nach Osten von einem Ort am Äquator könnte die maximale Rotationsgeschwindigkeit der Erde (460 Meter pro Sekunde) nutzen, um eine Umlaufgeschwindigkeit zu erreichen.

Die häufigere Überkopfpassage des umlaufenden Fahrzeugs über einer äquatorialen Basis würde die Verfolgung und Kommunikation erleichtern. Am wichtigsten ist, dass ein äquatorialer Startplatz die kostspielige Dogleg-Technik vermeiden würde, eine Voraussetzung dafür, Raketen von Orten wie Cape Canaveral, Florida (28 Grad nördlicher Breite) in eine äquatoriale Umlaufbahn zu bringen. Die notwendige Korrektur der Flugbahn des Raumfahrzeugs könnte sehr teuer werden - Ingenieure schätzten, dass das Doglegging eines Saturn-Fahrzeugs in eine niedrige äquatoriale Umlaufbahn von Cape Canaveral aus genügend zusätzlichen Treibstoff verbrauchte, um die Nutzlast um bis zu 80 % zu reduzieren.

In höheren Umlaufbahnen war die Strafe weniger schwerwiegend, beinhaltete aber immer noch einen Nutzlastverlust von mindestens 20%. Eine äquatoriale Startbasis hatte auch erhebliche Nachteile: höhere Baukosten (ca. 100 % höher), Logistikprobleme und die Gefahren der Errichtung einer amerikanischen Basis auf fremdem Boden . Außerdem stellte sich 1959 die Frage, wie viele US-Weltraummissionen äquatoriale Umlaufbahnen erfordern würden . Die einzigen konkreten Pläne für äquatoriale Umlaufbahnen betrafen Kommunikations- und Wettersatelliten, die in 35.000 Kilometern Entfernung betrieben werden. (6)

Während es Meinungsverschiedenheiten über die Vorzüge einer äquatorialen Basis für zukünftige Saturn-Operationen gab, war die Atlantic Missile Range die klare Wahl für die Entwicklungsstarts. Am Startplatz der Reichweite, Cape Canaveral, leistete das Air Force Missile Test Center administrative und logistische Unterstützung. Die zehn Verfolgungsstationen der Reichweite, die sich bis in den Südatlantik erstreckten, boten eine gute Abdeckung von Testflügen. Darüber hinaus hatte das Startteam von ABMA, das Missile Firing Laboratory (MFL), seit 1953 Raketen von Cape Canaveral aus gestartet. Kosten- und Zeitüberlegungen stimmten zu. Wie eine MFL-Studie feststellte, erfüllte die Atlantic Missile Range „die etablierten [Start]-Kriterien auf die effizienteste, zeitnahe Weise zu minimalen Kosten.“ (7)

(6) NASA-Sonderausschuss für Weltraumtechnologie, Empfehlungen bezüglich eines nationalen zivilen Raumfahrtprogramms (Bericht des Stever-Ausschusses), Washington, 28. Okt. 1958; ABMA, Juno V Development, S. 19-20, 65; Army Ordnance Missile Command (im Folgenden als AOMC bezeichnet), Saturn Systems Study, von HH Koelle, FL Williams und WC Huber, Bericht DSP-TM-1-59 (Redstone Arsenal, AL, 13. März 1959), S. 16- 19, 61-63. 183-89; House Committee on Science and Astronautics, Equatorial Launch Sites - Mobile Sea Launch Capability, Bericht 710, 87. Kongreß, 1. Sitzung, 12. Juli 1961, S. 1-5 (siehe Anhörungen des gleichen Ausschusses und Themas, 15.-16. Mai 1961 , für eine ausführlichere Diskussion): Mrazek-Interview. Die Debatte über die Vorzüge eines äquatorialen Startplatzes oder einer mobilen Seestartmöglichkeit wurde mehrere Jahre mit Kongressanhörungen im Frühjahr 1961 fortgesetzt. Vizeadm. John T.

(7) Raketenabschusslabor, „Projekt Saturn, Einrichtungen für den Startplatz“, nd

Warum zieht die NASA jetzt nicht woanders hin? Die Antwort ist einfach - in erster Linie KOSTEN. Der Aufbau der gesamten unterstützenden Infrastruktur von Grund auf an einem neuen Ort ist sehr, sehr kostspielig und bringt kein Geld, da die NASA keine kommerziellen Starts durchführt .

Verweise:

• Moonport: Eine Geschichte der Apollo-Starteinrichtungen und -operationen . Von Charles D. Benson und William Barnaby Faherty. NASA SP-4204. http://www.hq.nasa.gov/office/pao/History/SP-4204/contents.html

Ich möchte meine eigene Antwort hinzufügen, die rein auf Mathematik basiert , was nicht so komplex ist, wie Sie vielleicht denken (aber ich erkläre jeden Begriff und alles andere, damit es lang aussieht ). Wir brauchen nur ein paar Gleichungen.

Zuerst die Tsiolkovsky-Raketengleichung :

$V_f = V_e \ln(\displaystyle \frac{m_i}{m_f})$

(Bald müssen wir das neu arrangieren für$m_f$, welches ist$m_f = \displaystyle \frac{m_i}{e^\frac{V_f}{V_e}}$)

$V_f$ist die Endgeschwindigkeit oder Delta v oder Geschwindigkeitsänderung. Wenn Sie von 0 auf 10 km/s fahren, dann ist 10 km/s Ihre Endgeschwindigkeit.

$V_e$ist die effektive Abgasgeschwindigkeit, die im Grunde angibt, wie schnell das Abgas aus dem Motor getrieben wird. Je schneller desto besser.$V_e$entspricht dem spezifischen Impuls (in Sekunden) multipliziert mit g (9,80665 m/s/s).

$m_i$und$m_f$sind Anfangs- und Endmasse der gesamten Rakete. Dies sind beides Gesamtmassen .

(Das$\ln$Teil ist ein natürlicher Logarithmus, der log zur Basis e (2,718 ...) ist. Wenn Sie nicht wissen, was das ist, machen Sie sich keine Sorgen, verwenden Sie einfach einen Taschenrechner. Es ist jedoch bemerkenswert, dass dieser Logarithmus die Gleichung exponentiell macht .)

Zweitens müssen wir die Tangentialgeschwindigkeit der Erdoberfläche basierend auf dem Breitengrad kennen.

Die äquatoriale Tangentialgeschwindigkeit wird sein$\displaystyle \frac{2\pi*6,371,000}{86,164}$= 464,58 m/s . (Erdradius = 6371 km, siderische Rotationsperiode = 86164 Sekunden, das sind eigentlich 23 Stunden, 56 Minuten, 4 Sekunden, nicht einmal 24 Stunden.)

Für andere Breitengrade mit dem Kosinus des Breitengrades multiplizieren. Bei 45 Grad Nord (oder Süd für diese Angelegenheit) wird die Bodentangentialgeschwindigkeit sein$464.58 * \cos(45°)$= 328,51 m/s . (Achten Sie darauf, dass sich Ihr Taschenrechner im Gradmodus befindet, nicht im Bogenmaß).

Eine weitere Sache, die wir wissen müssen, ist die Umlaufgeschwindigkeit, die unser Satellit benötigt. Dies ist typischerweise 7,8 km/s, JEDOCH: Aufgrund des Luftwiderstands, des Schwerkraftwiderstands und einer offensichtlichen vertikalen Beschleunigung muss die typische Trägerrakete ihre Nutzlast auf etwa 9,7 km/s schicken . Dies ist die Figur, die ich verwenden werde.

Für prograde Umlaufbahnen beträgt das tatsächliche Delta v, das Ihre Rakete benötigt, also 9,7 km / s minus der Bodengeschwindigkeit. Je größer die Bodengeschwindigkeit, desto weniger Arbeit muss unsere Rakete natürlich leisten. Das treibt Startplätze in Richtung Äquator.

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Lassen Sie uns nun einige Zahlen für die Endphase unserer Rakete auswählen. Ich werde einige basierend auf der letzten (3.) Stufe der Sojus auswählen.

Nehmen wir an, diese letzte Stufe kann eine 7-Tonnen-Nutzlast mit bis zu 4 km/s aufnehmen. Seine Gesamtmasse beträgt 30 Tonnen (einschließlich Nutzlast), während seine Leermasse 9,3 Tonnen (einschließlich Nutzlast) beträgt. Dies bedeutet, dass die leere 3. Stufe ohne Nutzlast immer 2,3 Tonnen beträgt und die effektive Abgasgeschwindigkeit 3,415 km/s beträgt.

Jetzt mit einem Schub von der Bodengeschwindigkeit am Äquator muss die Endstufe diese Nutzlast nur noch mit 3,535 km/s aufnehmen. Daher können wir etwas Kraftstoff entfernen und etwas Nutzlastmasse hinzufügen. Dadurch bleibt die Gesamtmasse konstant, weil wir nur Treibstoff gegen Nutzlast eintauschen.

Dies ist der Vorteil der Bodengeschwindigkeitserhöhung: Erhöhung der Nutzlastmasse durch Verringerung des erforderlichen Delta-v.

Jetzt ist es Zeit für ein riesiges Diagramm:

$$\begin{array}{|c|c|c|c|c|} \hline \text{site} & \text{latitude} & \text{ground speed} & \text{final stage needed speed} & \text{Final Stage Masses}\\ \hline \text{Equator} & 0° & \text{465 m/s} & \text{3.535 km/s} & \text{mf = 10.655 t, payload = 8.355 t}\\ \hline \text{Korou} & 5° & \text{463 m/s} & \text{3.537 km/s} & \text{mf = 10.649 t, payload = 8.349 t}\\ \hline \text{US Virgin Islands} & 10° & \text{458 m/s} & \text{3.542 km/s} & \text{mf = 10.633 t, payload = 8.333 t}\\ \hline \text{Cape Canaveral} & 28° & \text{411 m/s} & \text{3.589 km/s} & \text{mf = 10.488 t, payload = 8.188 t}\\ \hline \text{Tanegashima} & 30° & \text{403 m/s} & \text{3.597 km/s} & \text{mf = 10.464 t, payload = 8.164 t}\\ \hline \text{Baikonur} & 46° & \text{323 m/s} & \text{3.677 km/s} & \text{mf = 10.221 t, payload = 7.921 t}\\ \hline \text{Plesetsk} & 62° & \text{218 m/s} & \text{3.782 km/s} & \text{mf = 9.912 t, payload = 7.612 t}\\ \hline \text{North Pole} & 90° & \text{0 m/s} & \text{4.000 km/s} & \text{mf = 9.300 t, payload = 7.000 t}\\ \hline \end{array}$$

Wenn wir also Ihre beiden Fälle Korou und Cape Canaveral vergleichen, sehen wir, dass wir bis zu 161 kg zusätzliche Nutzlast erreichen können. Es mag nicht nach viel erscheinen, aber denken Sie daran, dass wir Zehntausende von Dollar für jedes Pfund zahlen, das wir in den Weltraum stecken.

Aus dem gleichen Grund mag auch eine Reduzierung von 52 m/s nicht viel erscheinen, aber die exponentielle Natur der Tsiolkovsky-Raketengleichung bedeutet, dass dies nicht zu verachten ist.

Falls Sie sich zunächst über die sehr kleinen Unterschiede wundern, später aber über die größeren Unterschiede, sehen Sie sich diese Grafik an, da die Kosinusfunktion auch exponentiell ist. 45 Grad liegt auf halbem Weg zwischen Pol und Äquator (50 Prozent), aber nehmen Sie den Kosinus davon und Sie kommen etwas näher an 71 Prozent heran.

Aber rate mal was. Es ist nicht vorbei:

• Dies gilt nur für Starts genau nach Osten . Wenn Sie sich auf 46 Grad Nord befinden und genau nach Osten starten, landet Ihr Sputnik in einer um 46 Grad geneigten Umlaufbahn. Aber Baikonur startet in einer Umlaufbahn von 51,6 Grad und startete früher in einer um 63 Grad geneigten Umlaufbahn! Dies dient dazu, den Sputnik für die frühe Phase über Russland und nicht über China zu halten, falls die Rakete ausfällt und der Sputnik (oder Sojus mit Menschen an Bord) wieder herunterkommt. Für diese anderen Neigungen müssen Sie eine Vektorsubtraktion in nur einer Dimension durchführen, um die benötigte Geschwindigkeit der Rakete zu finden.

• Spionage-Sputniks gehen normalerweise in eine polare Umlaufbahn (etwa 90 Grad Neigung). Eine so große Grundgeschwindigkeit ist eigentlich eine schlechte Sache. Dies treibt tatsächlich Startplätze in Richtung der Pole , wenn es sich um einen Startplatz handelt, der für Spionage-Sputniks gedacht ist, wie das Kosmodrom Plesetsk.

• Es gibt eine alternative Möglichkeit, Vorteile zu nutzen: die Masse der Nutzlast konstant zu halten, sie aber in eine höhere Umlaufbahn zu schicken.

• Wenn Sie in eine rückläufige Umlaufbahn starten (entgegengesetzt der Erddrehung), dann ist es ein Nachteil , näher am Äquator zu sein . Israel steht vor diesem Problem, da die einzig sichere Richtung zum Abschuss seiner Orbitalraketen der Westen ist. Ich glaube, sie umkreisen Dinge in einer Neigung von ungefähr 120 Grad.

• Latitude ist nicht der einzige Faktor bei der Auswahl von Standorten. Andere Faktoren sind Wetter, Sicherheit (die UdSSR wählte dafür ein zentrales Binnengebiet) und Transportfähigkeit (Cape Canaveral kann per Seekahn transportiert werden, sodass sie problemlos riesige Raketen verschiffen können).

• Gehen Sie nicht davon aus, dass das Massenverhältnis für zwei beliebige Beispiele in der Tabelle das gleiche Verhältnis für die gleichen Breitengrade einer anderen Rakete ist. Sie müssen sich wirklich die Endstufe der Rakete ansehen, sehen, was Ve ist und andere Parameter. Verwenden Sie dann diese Zahlen in den Gleichungen und erstellen Sie Ihr eigenes Diagramm.

• Die Erde ist keine perfekte Kugel. Der Äquatorradius beträgt tatsächlich etwas mehr als 6371 km. Es kann auch irgendwo einen Berg oder ein Plateau geben, das durch zusätzlichen Radius (was zusätzliche Bodengeschwindigkeit ergibt) und zusätzliche Höhe über dem mittleren Meeresspiegel (was zu einer geringeren erforderlichen vertikalen Beschleunigung führt) einen ordentlichen Schub geben würde. Natürlich verursachen abgelegene und unwirtliche Gebiete ihre eigenen Kosten, wenn Sie wirklich darüber nachdenken, dort zu bauen, aber diese Art von Boosts brachte einst das Konzept von Ballonraketen hervor, und noch heute ist die Rede von Raketen, die auch von Flugzeugen aus gestartet werden diese exotischen Startsysteme wie der Launch Loop, der für den gleichen physischen Schub wie „Newtons Kanonenkugel“ einen Berghang hinauflaufen kann.

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In Ordnung. Meine Antwort basiert rein auf Mathematik. Wenn Sie sich trauen, können Sie Ihr eigenes Beispiel einfügen und die genauen Vorteile für Ihren speziellen Fall herausfinden.

Aus der Antwort von DrZ214

Wenn wir also Ihre beiden Fälle Korou und Cape Canaveral vergleichen, sehen wir, dass wir bis zu 161 kg zusätzliche Nutzlast erreichen können. Es mag nicht nach viel erscheinen, aber denken Sie daran, dass wir Zehntausende von Dollar für jedes Pfund zahlen, das wir in den Weltraum stecken.

Aus Sicht der NASA könnten sie also möglicherweise mehrere Millionen Dollar an Nutzlastwert zu einem Start hinzufügen, wenn sie beispielsweise von den Marshallinseln (nur wenige Grad vom Äquator entfernt, wo einige amerikanische Raketen gestartet wurden) starten ) oder Puerto Rico (18 Grad Nord) Dieser Kostenvorteil wird jedoch durch die Kosten für Logistik und Kommunikation mit einem entfernten Startplatz zunichte gemacht.

Ich werde nicht auf die historischen Probleme der NASA eingehen, da sie bereits von Deerhunter diskutiert wurden, aber ich werde einen Bericht über die Situation der ESA geben.

Es gibt zwei ESA-Länder (Spanien und Italien), die über leicht erreichbare Gebiete bei 36 Grad Nord im Mittelmeerraum verfügen. 36 Grad ist etwas schlechter als Cape Canaveral, aber besser als Baiknour. Das größere Problem ist, dass der Mittelmeerraum sowohl eine stark befahrene Schifffahrtsstraße als auch eine Region mit vielen verschiedenen und oft dicht besiedelten Ländern ist, was eine Genehmigung äußerst schwierig machen würde.

Als die ESA 1975 gegründet wurde, hatte Frankreich bereits mehrere Raketen von Kourou in Französisch-Guayana aus gestartet. Es hat einen offenen Ozean nach Osten und ist daher aus Sicht der Reichweitensicherheit ideal gelegen (was in Zeiten, als die Länder einander viel weniger vertrauten, ein großes Problem war).

Frankreich bot die Website der ESA zur Nutzung an. Es hätte ein Kinderspiel sein müssen, Kourou als Standort der ESA auszuwählen, da dies alle regulatorischen und nationalen Sicherheitsprobleme (sowie alle Nationalstolz-Argumente darüber, in welchem ​​​​Land sich der Startort befinden sollte) vermeiden würde, was (gegeben die Langsamkeit der europäischen multigouvernementalen Zusammenarbeit) hätte das Programm für Jahrzehnte lahmlegen können.

Zusammenfassend lässt sich sagen, dass die Wahl Frankreichs/der ESA für Kourou in Französisch-Guayana teilweise auf das Problem von deltaV zurückzuführen war, aber es hatte mehr mit Politik und Reichweitensicherheit zu tun. Es sollte auch beachtet werden, dass der Eiserne Vorhang 1975 nicht weit von der italienischen Grenze entfernt war und Spanien von der Diktatur zur Demokratie überging, sodass keines dieser Länder zu diesem Zeitpunkt wirklich eine gangbare Option war.