Raketen wie die Ariane 5 wiegen Hunderte von Tonnen, aber mit etwa 85% dieses Gewichts als Treibstoff beträgt der Nutzlastanteil nur etwa 3% (~ 10-20 Tonnen).
Virgin Galactic baut suborbitale Raumflugzeuge , hauptsächlich für touristische Zwecke. Sie fliegen mit Mach 4, zu langsam, um der Erde zu entkommen.
Nun frage ich mich, ob ein in der Luft gestartetes Raumschiff in den nächsten 20 Jahren uns realistisch zum Mond fliegen könnte - das heißt, könnten sie Fluchtgeschwindigkeiten erreichen?
Als Nebenfrage, falls sie können: Wären sie mehr oder weniger sparsam als Standardraketen wie die Saturn V ? Wie viel Nutzlast wäre realistisch transportabel?
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Antworten:
Ob Sie es glauben oder nicht, wir hätten dies vor 50 Jahren tun können, wenn nicht in letzter Minute staatliche Mittel aus einem Projekt gezogen worden wären. Nach jahrelanger Arbeit von Wissenschaftlern, Ingenieuren und Technikern wurde das Boeing X-20 Dyna-Soar- Projekt frustrierend abgebrochen, kurz nachdem die Arbeiten am eigentlichen Raumschiff begonnen hatten.
Hier ist ein künstlerischer Eindruck vom X-20:
Die X-20 war das Ergebnis eines Militärprogramms, das darauf abzielte, ein Orbitalraumflugzeug zu entwickeln, das für Bombenangriffe und Aufklärung eingesetzt werden kann. Es wurde entwickelt, um in die Umlaufbahn gebracht zu werden und dort für kurze Zeit zu bleiben. Trotz seiner geringen Größe - nur 35 Fuß lang - würde es theoretisch nach dem Start Orbitalgeschwindigkeiten erreichen. Während der Übungsgleitversuche gelang es ihm, Mach 18 zu erreichen.
(Quelle: astronautix.com )
Es gab zwei Versionen von Bomi: eine suborbitale mit einer Höchstgeschwindigkeit von Mach 4 und eine Orbitalversion mit einer Höchstgeschwindigkeit von - nun, Orbitalgeschwindigkeit. Letzteres ist wahrscheinlich das, an dem Sie interessiert sind. Es wäre 23 Fuß lang gewesen und hätte eine Nutzlast von 34.000 Kilogramm gehabt - genug für zwei Atombomben.
Beide Versionen wären auf einer Art Trägerrakete gestartet worden - dem größeren Fahrzeug, an dem Bomi angebracht ist. Dieses Design kann auch geändert werden, je nachdem, ob der Flug orbital oder suborbital sein soll.
Bomi wurde schließlich abgesagt, als die Finanzierung für Dyna-Soar (die X-20) gezogen wurde, die dann das gleiche Schicksal erlitt. Aber Dyna-Soar hat die Gleittestphase (von einer B-52 fallen gelassen) hinter sich gebracht und es fast tatsächlich ins All geschafft. Wären die Ressourcen nach Bomi verlagert worden, hätte dies gelingen können.
Könnte Bomi der Erdumlaufbahn entkommen sein? Mit ein bisschen Arbeit könnte es sein. Denken Sie daran, wie sich verschiedene Raketenfamilien entwickelt haben. Unterschiedliche Typen können unterschiedliche Aufgaben erfüllen. Der Saturn V war das Endergebnis kleinerer suborbitaler und orbitaler Raketen. Wenn Bomi im Umfang des Apollo-Programms entwickelt worden wäre, wäre es sehr wahrscheinlich, dass es aus der Erdumlaufbahn herausgekommen wäre.
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Luftstart zu LEO: Fertig
Luftstart in die Mondumlaufbahn - ja, aber bei 20% -25% der LEO-Nutzlast
Luftstart zu Moon und zurück zu LEO: Ja, aber mit ungefähr 5% der LEO-Nutzlast
Es ist leicht, einige praktische Realitäten zu übersehen, wenn man sich für papierbasierte Systeme begeistert.
Das Verhältnis der Luftmasse des Luftfahrzeugs zur Masse des geflügelten Mutterschiffs, das zur Basis zurückkehrt, darf nicht übersehen werden. Die Größe des Mutterschiffs legt eine Obergrenze für die Masse des Raumfahrzeugs fest. Erhöhungen über Nutzlastmassen von Schwerlastflugzeugen können beispielsweise mit Ballons möglich sein, dies erfordert jedoch einige äußerst spezialisierte Systeme. Wenn man sich die Zahlen unten ansieht, sieht es so aus, als wäre die Rückkehr des bemannten Mondes zur Erdoberfläche eine unrealistisch hohe Erwartung für luftgestartete Systeme. Kleine unbemannte Fahrzeuge zur Mondumlaufbahn sind praktisch.
Die Antwort lautet "Ja, offensichtlich", da Sie einen kleineren Mondwerfer bauen können, als er normalerweise verwendet wird, und Sie können möglicherweise ein Mittel bauen, um ihn aus der Luft zu starten. zB kann der Start eines Ballons eine sehr beträchtliche Masse ermöglichen und wurde in verschiedenen Studien vorgeschlagen.
Der Existenznachweis für das allgemeine Konzept erfolgt in Form mehrerer luftgestarteter Orbitalfahrzeuge der "Orbital Sciences Corporation". Diese werden nur zum Einsetzen von LEO (Low Earth Orbit) verwendet, aber eine Fluchtgeschwindigkeit wäre bei einer entsprechend kleinen Nutzlast erreichbar.
Das folgende Material enthält Beispiele dafür, was auf der Grundlage bestehender kleiner LEO-Satellitenstarter mit Luftstart und des Vorschlags von Orbital Sciences, Burt Rutan und Paul Allen aus dem Jahr 2013 realistisch erreicht werden könnte.
Dies zeigt, dass ein nicht unbedeutender Luftstart etwa 800 bis 1000 Pfund in die Mondumlaufbahn bringen könnte - mehr mit hochmodernen Kraftstoffen und Systemen oder sogar größeren „Mutterschiffen“. Dies ist unangenehm kleiner als das, was Sie realistischerweise einer Person in die Mondumlaufbahn und zurück bringen möchten. Während eine Skalierung möglich ist, sieht sie für Mondrückflüge mit mehreren Personen nicht attraktiv aus.
Die Vorteile des Luftstarts sind nicht der Höhengewinn als solcher, sondern der signifikante Gewinn an reduziertem Luftwiderstand und der geringe Geschwindigkeitsgewinn. Während die Luftstartgeschwindigkeit einen kleinen Bruchteil der Umlaufgeschwindigkeit ausmacht, muss ein bodengestützter Werfer die Anfangsgeschwindigkeit addieren und gleichzeitig die maximale Masse gegen die Schwerkraft unterstützen. Dies ist im Vergleich zu Luftwiderstandsverlusten gering, aber nützlich. Luftwiderstand halbiert sich ungefähralle 15.000 Fuß, und der Luftwiderstand ist umgekehrt proportional zur Luftdichte. Und der Luftwiderstand ist proportional zum Quadrat der Geschwindigkeit. Wenn Sie also langsamer und höher starten können, kann dies erheblich helfen. Sie benötigen letztendlich eine sehr große "horizontale" Geschwindigkeit, um in die Umlaufbahn zu gelangen. Zunächst ist es jedoch äußerst wichtig, mit minimalen Verlusten aus der dicken unteren Atmosphäre aufzustehen. Das "Mutterschiff" hat Flügel und luftatmende Motoren, und Kraftstoff ist im Vergleich zu den Kosten für den Transport in große Höhen und mit hohen Geschwindigkeiten billig. Daher bietet ein luftgestütztes System in Situationen, in denen der Bau vernünftigerweise möglich ist, einen Gewinn bei den Kosten und Fähigkeiten der Trägerraketen ein ausreichend großes "Mutterschiff". Für kleine LEO-Nutzlasten ist es hervorragend geeignet (und wird verwendet), für sehr kleine Einweg-Mondnutzlasten ist es machbar, aber für die Mondrückgabe
Hier ist ein Video vom Luftstart eines XL Systems "Pegasus" . Dies zeigt die Aktion von kurz vor dem Start bis zum Burnout der Stufe 1.
Die "nächste Stufe" dieser Fähigkeit ab Mai 2013 wird hier gezeigt.
Stratolaunch und Orbital - Die Höhe des Luftstarts . Wie dies durch neuere Ereignisse geändert wurde, weiß ich nicht, aber dies zeigte, was 2013 geplant war, und ist daher für Ihre Frage relevant.
Dieser Launcher schlug LEO eine Nutzlast von 13.500 Pfund vor.
Das ist nicht riesig - bietet aber definitiv nützliche Nutzlast
Die Zuordnung der relativen Delta-V- und Treibstoffanforderungen zu Missionen ist zu komplex, um vereinfachende Antworten zu ermöglichen, die mehr als nur spezifische Beispiele abdecken. Als wirklich sehr grobe Angabe beträgt das "Delta-V" von LEO zur Mondumlaufbahn jedoch ungefähr 40% das erforderlich, um LEO von der Erdoberfläche zu erreichen. Die folgende Tabelle enthält Geschwindigkeitsänderungen, die für verschiedene Orbital- und Ortsübergänge erforderlich sind. Dies ergibt 3,9 km / s als Delta V, das von LEO zur Mondumlaufbahn benötigt wird.
Die Grundformel zur Berechnung der Geschwindigkeitsänderung für eine Rakete lautet (nicht überraschend) "Raketengleichung: -
V = Isp xgx ln (M2 / M1)
Isp = spezifischer Kraftstoffimpuls
M2 = Startmasse
M1 = Endmasse g = Gravitationskonstante (~~ = 10 m / s / s)
Rufen Sie M2 / M1 = Massenverhältnis = MR an.
Die Verwendung eines nach modernen Maßstäben bescheidenen Isp von 300 erfordert zur Erzeugung eines Delta-V von beispielsweise 4000 m / S einen MR von etwa 3,7 oder eine Endmasse von ~ = 1 / 3,7 = 27% der Gesamtmenge.
So könnten ca. 25% der oben genannten 13.500 Pfund in die Mondumlaufbahn gebracht werden
= ~ 3375 Pfund = 1,5 Tonnen
~ = 1,5 Tonnen :-)
Dies könnte wiederum etwa 840 Pfund an LEO und eine etwas geringere Menge an die Erde zurückgeben. Die folgende Tabelle stammt von dieser Seite der Universität Delft
Verbunden:
Pegasus Launcher Bilder mit Links
OSC Pegasus - 44 startet seit 1990.
Pegasus XL - 443 kg bis LEO, also ca. 100 kg bis zur Mondumlaufbahn.
NASA Pegasus Mission 2014
OSC Facebook-Seite
Delta V-Diagramm des inneren Systems
Aus ** Wikipedia - Delta-v Budget
und auch in diesem Stack Exchange Post verwendet
quelle
Beginnen Sie Ihr mentales Modell, indem Sie einen Raketenflugweg annehmen. Ein Geschwindigkeits- / Höhen-Zeit-Diagramm für das Space Shuttle:
(Quelle: aerospaceweb.org )
Verwenden wir stattdessen einen F-414. Es kostet ungefähr 4 Millionen US-Dollar und kann mit einem richtig ausgelegten Einlass bis zu Mach 2 nützlich sein. Die Geschwindigkeit hilft uns wirklich dabei, den Staudruck zu entwickeln, der den Nachbrenner-Staustrahlstil speist. Wir bekommen 26.000 Pfund Schub für nur 4 Millionen Dollar und längeres Brennen, besser, aber nicht herausragend. Die Rakete, die wir heben, muss immer noch gigantisch sein, also geht es uns noch nicht so gut.
Luftatmende Motoren erzeugen also keine Tonne Schub pro Dollar und haben einen niedrigen Drehzahlbereich. Die Flügel heben sich mit einer Geschwindigkeit von ungefähr 16: 1 an, sodass wir unsere Motoren verwenden können, um langsam zu beschleunigen und auf 40.000 Fuß und Mach 1 zu fliegen. Dies spart keine Tonne Raketengewicht, da es ungefähr 1/25 seiner Endgeschwindigkeit beträgt und eine Minute ziehen. Nehmen wir an, wir reduzieren das Gewicht um 20% und müssen nur 900.000 Pfund tragen.
Eine 747-8 befördert 308.000 Pfund Fracht und kostet etwa 350.000.000 US-Dollar . Nehmen wir an, die Kosten und die Fracht skalieren linear. Wir sehen uns zumindest einen Launcher im Wert von 700.000.000 USD an, weit entfernt von 54 Mio. USD , der sich über die Anzahl der Starts amortisiert, aber auch die Entwicklungskosten, die für den 747-8 USD betrugen 3,7 Mrd. Auch hier benötigen wir bei linearer Skalierung etwa 8 Mrd. USD, um uns auf viele Starts zu verteilen. SpaceX hat kürzlich 1 Mrd. USD von Google und Fido gesammelt, was nicht ganz ausreicht.
Da liegt das Dilemma, Nutzlasten mit luftatmenden Flugzeugen zu starten. Entweder benötigen Sie ein wesentlich billigeres Triebwerk mit höherem Schubgewicht, das einen Schub mit einer Geschwindigkeit von Null entwickelt, oder Sie kehren zu Raketen zurück und es werden Wiederherstellungstechniken wie ULA und SpaceX entwickelt.
Viele haben versucht, längere Luftatmungswege mit immer höheren Geschwindigkeiten anzunehmen, aber Sie beginnen mit der Verwendung von Scramjets, Vorkühlern und Wärmemanagement, und es scheint nie kleiner zu werden, über einen ausreichend großen Umschlag zu arbeiten oder eine ausreichend hohe Geschwindigkeit zu erreichen für die eventuelle Rakete sowieso wichtig zu sein.
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