Trochę o trajektorii lotu:
Początkowo SLS wyniesie astronautów na orbitę o parametrach 30 x 2200 km. Tutaj warto powiedzieć, ze SLS jest o wiele za dużą rakietą w stosunku do wymagań tej misji i po wejściu na LEO core stage rakiety dysponowałby wciąż kilkudziesięcioma tonami paliwa. Core stage to nie upper stage więc nie można im manewrować w przestrzeni kosmicznej ani uruchomić ponownie. Stąd jak mniemam początkowa orbita o apogeum 2200 km by choć częściowo wykorzystać nadmiarowe możliwości głównego członu. Podczas programu Apollo astronauci wchodzili na orbitę parkingową ok. 200 x 200 km, ponieważ S-IVB był znacznie cięższy i wymagał całkowitego zużycia paliwa w niższych członach. W SLS może być podobnie jeśli ICPS zostanie zastąpiony członem EUS w pełni wykorzystującym udźwig rakiety na LEO. Wówczas Orion latałby na Księżyc z modułami stacji orbitalnej.
Core stage spali się w atmosferze po okrążeniu Ziemi, zaś ICPS z Orionem podciągnie orbitę w jej apogeum do ok. 200 x 2200 km. Następnie w perygeum dojdzie do kolejnego odpalenia ICPS tak aby wejść na orbitę o parametrach 60 km(?) - 74 000 km (orbitę 24-godzinną).
Dlaczego nie polecą od razu w stronę Księżyca? Załoga przed lotem w stronę srebrnego globu ma wykonać niezbędne procedury sprawdzające, które w programie Apollo miały miejsce jeszcze przed misją Apollo 8. Teoretycznie mogliby wykonać je jeszcze na LEO, wszakże orbita 200 x 200 km ma żywotność około 7 dni jednak jest pewien problem. Ciekły wodór będący paliwem w czlonie ICPS może na tyle mocno wygotować się w ciągu 24h, ze po tym okresie załoga po prostu nie będzie mieć wystarczająco delta V by wytransferować się na Księżyc. Wybrano więc rozwiązanie pośrednie: zużyć paliwo od razu ale bez transferowania się jeszcze w stronę Księżyca. Zamiast tego załoga wejdzie na orbitę o apogeum 74 000 km, która mimo iż jest daleka od wysokości, na której orbituje Księżyc (365 000 km) to wymaga ona ponad 90% delta V potrzebnego aby wystrzelić się w stronę srebrnego globu. Załoga będzie więc blisko Księżyca pod względem wymaganej prędkości jednocześnie wciąż orbitując wokół Ziemi. Perygeum tej orbity będzie głęboko w atmosferze wiec w razie problemów astronauci powrócą na Ziemię.
Orion odłączy się od ICPS, na wys. 74 000 km podciągnie perygeum ponad atmosferę a następnie wróci do perygeum by przyspieszyć o te brakujące 200-300 m/s i ostatecznie wystrzelić się w stronę Księżyca po trajektorii swobodnego powrotu. Tutaj warto zaznaczyć, że prędkość z jaką opuszczą Ziemię będzie niższa niż w przypadku Apollo 8 co za tym idzie minimalna odległość w jakiej astronauci znajdą się względem Księżyca będzie większa (ok. 8000 km). Mniejsza prędkość w tym wypadku oznacza, że nie potrzeba aż tak wielkiej ingerencji Księżyca by wysłać astronautów na właściwą trajektorię powrotną. Idea jest taka, że by wejść w atmosferę pod odpowiednim kątem co wymaga odpowiedniego perygeum orbity. Przy zbyt dużym zbliżeniu do Księżyca perygeum jak mniemam byłoby ujemne tzn. załoga uderzyłaby bezpośrednio w Ziemię zamiast stopniowo wyhamować w atmosferze. Dlatego bardzo ważna jest ta minimalna odległość przelotu.
Wątek: Artemis-II (Przeczytany 81421 razy)