SPD1 / Program Artemis

[Wuzetek]

Czy to oznacza że wersja 1B także miałaby większy udźwig ?

Nie, ponieważ do wyniesienia tych 95 t na LEO potrzebny jest tylko środkowy człon z boosterami, bez ICPS. W wersji Block 1b ICPS zostaje zamieniony przez EUS co zwiększa udźwig w stronę Księżyca ale reszta będzie taka sama. Nie sądzę aby EUS był używany do wynoszenia ciężkich ładunków na LEO. Zresztą to i tak jest akademicka dyskusja bo SLS nie będzie wynosił ładunków na niską orbitę.

Moim zdaniem to wszystko jest to nieco niejasne, kiedy podajemy "tony na LEO", bo nie do końca wiadomo, czy chodzi wyłącznie o użyteczny ładunek umieszczony na szczycie rakiety nośnej, czy może o całą masę, która w wyniku startu osiąga prędkość orbitalną. Np. w przypadku Saturna V często podaje się 120t na LEO, ale na CSM i LM z tego przypadało niecałe 50 ton - reszta to SIVB, który zresztą był konieczny do TLI. Nie dałoby się przecież umieścić na szczycie SIVB masy 120 ton i wysłać tego na LEO.

Jeżeli przyjmiemy, że "tony na LEO" oznaczają całą masę która dostaje się na orbitę (jak 120 ton w przypadku Saturna), to liczony w ten sposób udźwig Blok 1B też by się zwiększył.

[Slavin]

Czy to oznacza że wersja 1B także miałaby większy udźwig ?

Nie, ponieważ do wyniesienia tych 95 t na LEO potrzebny jest tylko środkowy człon z boosterami, bez ICPS. W wersji Block 1b ICPS zostaje zamieniony przez EUS co zwiększa udźwig w stronę Księżyca ale reszta będzie taka sama. Nie sądzę aby EUS był używany do wynoszenia ciężkich ładunków na LEO. Zresztą to i tak jest akademicka dyskusja bo SLS nie będzie wynosił ładunków na niską orbitę.

Moim zdaniem to wszystko jest to nieco niejasne, kiedy podajemy "tony na LEO", bo nie do końca wiadomo, czy chodzi wyłącznie o użyteczny ładunek umieszczony na szczycie rakiety nośnej, czy może o całą masę, która w wyniku startu osiąga prędkość orbitalną. Np. w przypadku Saturna V często podaje się 120t na LEO, ale na CSM i LM z tego przypadało niecałe 50 ton - reszta to SIVB, który zresztą był konieczny do TLI. Nie dałoby się przecież umieścić na szczycie SIVB masy 120 ton i wysłać tego na LEO.

Jeżeli przyjmiemy, że "tony na LEO" oznaczają całą masę która dostaje się na orbitę (jak 120 ton w przypadku Saturna), to liczony w ten sposób udźwig Blok 1B też by się zwiększył.

W przypadku Saturna 5 jego ostatni start w maju 1973 wyniósł stację Skylab o masie 77 ton na orbitę 440 km.
Był to najcięższy/największy ładunek wyniesiony pojedynczym startem w historii astronautyki.
Górny limit masy wynoszonego ładunku na LEO Saturnem 5 był jednak większy.

[Borys]

W przypadku Saturna 5 jego ostatni start w maju 1973 wyniósł stację Skylab o masie 77 ton na orbitę 440 km.
Był to najcięższy/największy ładunek wyniesiony pojedynczym startem w historii astronautyki.

Polyus ważył 80 ton. Co prawda zdeorbitował się przed wykonaniem pełnej orbity, ale...

[astropl]

Wahadłowce miały po 110 ton. Co prawda do trwałej orbity im trochę (~50 m/s) brakowało, ale szło na to zaledwie małe kilka ton własnego paliwa. Zatem 105 ton lekko licząc osiągało LEO.

[juram]

W przypadku Saturna 5 jego ostatni start w maju 1973 wyniósł stację Skylab o masie 77 ton na orbitę 440 km.
Był to najcięższy/największy ładunek wyniesiony pojedynczym startem w historii astronautyki.
Górny limit masy wynoszonego ładunku na LEO Saturnem 5 był jednak większy.

W przypadku SKYLABA mówimy o zubożonej, dwu stopniowej wersji rakiety Saturn V.  Wersja trzy stopniowa osiągała rekordowe 120 ton.

[Wuzetek]

A czy w przypadku Skylaba nie osiągnięto tego wyniku przez modyfikację 3-stopnia?

I a propos wahadłowców, o tym też miałem napisać. Orbiter ważył około 100 ton, do tego dochodził ładunek, który mógł być przewożony w ładowni - a osiągano taki wynik przy pomocy systemu startowego o mniejszych osiągach niż w przypadku SLS. SLS dysponować będzie przecież 5- segmentowymi SRB i nie będzie musiał targać na samą orbitę tego całego ustrojstwa (SME, skrzydła... to wszystko chyba sporo ważyło). Poza tym, skoro 1. stopień SLS ma korzystać z 4 silników SME, to SLS może chyba dysponować większą masą startową niż wahadłowce. To z kolei powinno zwiększać nośność SLS i zawsze mnie dziwiło, że Blok 1 ma mieć tylko te 70 ton na LEO (zakładając, że te 70 ton to całość wynoszonej masy, łącznie z ICPS i wszystkim co trafia na orbitę), tj. znacznie mniej niż trafiało na orbitę w czasie lotu wahadłowca.

[winged]

Nie dałoby się przecież umieścić na szczycie SIVB masy 120 ton i wysłać tego na LEO.

Wydaje mi się, że wersja dwuczłonowa mogła wynieść ponad 100 t.

[juram]

Z tabel, które są pod tym linkiem: http://georgetyson.com/files/apollostatistics.pdf
wyczytałem, ze sumaryczna waga S-IVB z ładunkiem na orbicie parkingowej LEO przed wykonaniem manewru TLI (Apollo 17), wynosiła - 141,7 ton.

Ps. skorygowałem wynik, gdyż wcześniej nie odjąłem wagi stożkowego łącznika (3,6 tony), między S-IVB i S-II.

[Robek]

Nie dałoby się przecież umieścić na szczycie SIVB masy 120 ton i wysłać tego na LEO.

Wydaje mi się, że wersja dwuczłonowa mogła wynieść ponad 100 t.

Skoro wersja dwuczłonowa ma większe możliwości, to dlaczego SLS nie jest projektowany w ten sposób?
Bo teraz to jest tak robione, żeby były 3 stopnie rakiety, podobnie jak kiedyś przy Saturn V?

[Wuzetek]

Chciałbym jeszcze poruszyć temat porównania wahadłowców i SLS.

Masa startowa wahadłowca wynosiła około 2030 ton - z czego na LEO docierało około 100- 110 ton (orbiter z ładunkiem w ładowni) - tj. około 5% masy startowej.

Masa startowa SLS to około 2600 ton - gdyby przyjąć takie same możliwości (około 5%), to na orbitę powinno docierać 130 ton. Orion z modułem serwisowym mają 26 ton, ICPS 30 ton - zostaje ponad 70 ton!

Gdyby SLS miał dostarczać tylko 95 ton na LEO, to trafiałoby tam zaledwie 3,6% masy startowej. Naprawdę jestem ciekaw, skąd tak duża różnica między SLS a wahadłowcem. Fakt, że docelowo SLS ma być wyposażony w większy i cięższy górny stopień sugeruje jednak, że Blok 1 będzie po prostu marnował część możliwości Core Stage. A to z kolei moim zdaniem świadczy, że SLS Blok 1B może mieć znacznie lepsze osiągi niż około 105 ton na LEO.

Stąd jednak wypływa moim zdaniem dość smutny wniosek: Blok 1B mógłby być wystarczający do budowy stacji wokół Księżyca czy do lotów na Marsa (rety, ile on mógłby wynieść masy do Księżyca w wersji bezzałogowej...?). Niestety jednak nie może być ostateczną wersją SLS, ponieważ zapasów SRB wystarczy tylko na kilka lotów. Później trzeba będzie opracować i produkować nowe dopalacze, a to z kolei pochłonie masę środków i czasu. Rakiety komercyjne osiągną tymczasem możliwości Block 1B i SLS stanie się zbędny po góra 6- 8 lotach.

Ponadto: jeśli SLS Blok  1 tuż przed wejściem na orbitę będzie niósł tylko Oriona z ICPS tj. około 60 ton (plus prawie pusty Core Stage), to jest to znacznie mniej, niż musiały w końcowej fazie swojej pracy dźwigać główne silniki wahadłowców (orbiter z ładunkiem i prawie pustym zbiornikiem zewnętrznym). Ale wahadłowiec miał tylko trzy SSME, a SLS będzie miał ich aż cztery - czy to znaczy że w przypadku SLS trzeba będzie naprawdę mocno ograniczyć ciąg silników w ostatniej fazie, skoro trzy silniki wahadłowca potrafiły przed wejściem na orbitę dać mu 3g przyspieszenia?

[Borys]

Chciałbym jeszcze poruszyć temat porównania wahadłowców i SLS.

Masa startowa wahadłowca wynosiła około 2030 ton - z czego na LEO docierało około 100- 110 ton (orbiter z ładunkiem w ładowni) - tj. około 5% masy startowej.

W tej masie są m.in. silniki SSME (ponad 10 ton, plus kilka dodatkowych ton na konstrukcję mocującą), OMS (z paliwem ~25 ton - faktycznie górny stopień odpowiedzialny za orbitację ładunku). Shuttle-C (czyli wersja STS bez orbitera) miał mieć ładunek użyteczny na poziomie 70 ton lub mniej.

[winged]

Skoro wersja dwuczłonowa ma większe możliwości, to dlaczego SLS nie jest projektowany w ten sposób?
Bo teraz to jest tak robione, żeby były 3 stopnie rakiety, podobnie jak kiedyś przy Saturn V?

Nie rozumiem. W obydwu rakietach działa to podobnie:
2 człony do lotu na LEO (z tą różnicą, że SLS uruchamia obydwa człony na starcie)
3 człony do lotu na Księżyc i dalej.

[Robek]

Skoro wersja dwuczłonowa ma większe możliwości, to dlaczego SLS nie jest projektowany w ten sposób?
Bo teraz to jest tak robione, żeby były 3 stopnie rakiety, podobnie jak kiedyś przy Saturn V?

Nie rozumiem. W obydwu rakietach działa to podobnie:
2 człony do lotu na LEO (z tą różnicą, że SLS uruchamia obydwa człony na starcie)
3 człony do lotu na Księżyc i dalej.

Z tego się orientuje, to rakieta Saturn V jest 3 stopniowa, natomiast SLS ma 2 stopnie.
No chyba że liczyć Boostery za 2 stopnieć, chociaż nie wiem dlaczego to tak liczyć, w końcu skoro Boostery są odpalane od razu przy starcie, to można je śmiało wliczyć do 1 stopnia.

No i ten 2 stopień(czy tam 3, już mniejsza o to jak to nazywać  )  z tym silnikiem  J-2X który użyją do lotu na orbite Księżyca, ma być na ciekły wodór.
A przecież z przechowywaniem tego ciekłego wodoru jest spory problem, w trakcie lotu część tego wodoru ulotni sie w przestrzeń kosmiczną.

[winged]

No chyba że liczyć Boostery za 2 stopnieć, chociaż nie wiem dlaczego to tak liczyć, w końcu skoro Boostery są odpalane od razu przy starcie, to można je śmiało wliczyć do 1 stopnia.

Raczej właśnie boostery to pierwszy stopień a core stage to taki niby drugi stopień.

No i ten 2 stopień(czy tam 3, już mniejsza o to jak to nazywać  )  z tym silnikiem  J-2X który użyją do lotu na orbite Księżyca, ma być na ciekły wodór.
A przecież z przechowywaniem tego ciekłego wodoru jest spory problem, w trakcie lotu część tego wodoru ulotni sie w przestrzeń kosmiczną.

Eh... masz bardzo wybrakowaną wiedzę. Nie J-2X tylko 4 sztuki RL-10 C. Nie polecą z tym czymś na Księżyc, tylko użyją go do transferu na Księżyc (tak samo jak S-IVB w Saturnie) a potem szybko odłączą.

[Wuzetek]

Chciałbym jeszcze poruszyć temat porównania wahadłowców i SLS.

Masa startowa wahadłowca wynosiła około 2030 ton - z czego na LEO docierało około 100- 110 ton (orbiter z ładunkiem w ładowni) - tj. około 5% masy startowej.

W tej masie są m.in. silniki SSME (ponad 10 ton, plus kilka dodatkowych ton na konstrukcję mocującą), OMS (z paliwem ~25 ton - faktycznie górny stopień odpowiedzialny za orbitację ładunku). Shuttle-C (czyli wersja STS bez orbitera) miał mieć ładunek użyteczny na poziomie 70 ton lub mniej.

Hm, według astronautix.com Shuttle-C miał mieć ładunek użyteczny około 77 ton, przy masie startowej 1966 ton. Przyjmując tylko 70 ton (ale pod warunkiem, że to ładunek, który miał mieścić się w ładowni), to wszystko by się zgadzało. Sam Shuttle-C miał mieć 34 tony, więc na orbitę trafiało by około 104 ton, tj. ponad 5% masy startowej. W przypadku SLS rolę dodatkowego "trzeciego stopnia", jakim dla wahadłowców były OMS, będzie pełnić ICPS.

Ciekawy artykuł: https://www.nasaspaceflight.com/2018/05/sls-block-1-revival-plans-getting-mobile-launcher-money/

Są pieniądze na drugą wieżę startową, co oznacza, że Blok 1 będzie używany dłużej i prawdopodobnie przejdzie certyfikację do lotów załogowych. Nie wykluczone, że pierwsza misja załogowa do Księżyca i Europa Clipper wystartują na Blok 1. Mam nadzieję, że decyzja ta zmniejszy dziurę czasową między EM-1 i EM-2. Artykuł wyjaśnił mi też, co NASA będzie robić, żeby nie marnować mocy Core Stage - jego zadaniem będzie umieszczenie ładunku na trajektorii o maksymalnie wysokim apogeum (przewiduje się około 975 mil dla Oriona z ICPS i jeszcze więcej dla Europa Clipper) z perygeum na wysokości 22 mil, by umożliwić zniszczenie Core Stage w atmosferze. Proste, a mi jakoś nie przyszło to do głowy, chyba dlatego, że nie umiałem sobie wyobrazić czegoś, co jest tak podobne do zewnętrznego zbiornika wahadłowca prawie 2 tysiące kilometrów od Ziemi... Z apogeum na wysokości 1800 km deltaV niezbędne do TLI powinno być nieco mniejsze, więc w gruncie rzeczy Core Stage wykona dla Oriona część TLI.

Porównywanie możliwości SLS i wahadłowców jest o tyle trudne, że - jak z powyższego wynika - SLS chyba nie będzie miał możliwości dostarczenia tak ciężkiego ładunku na orbitę, na którą na ogół latały wahadłowce.