Agora, eu me pergunto se uma espaçonave lançada pelo ar nos próximos 20 anos realisticamente poderia realmente nos levar para a lua - isto é, eles poderiam atingir velocidades de escape?
Lançamento aéreo para LEO: Feito agora
Lançamento aéreo em órbita lunar - sim, mas com 20% a 25% da carga útil da LEO
Lançamento aéreo para a Lua e volta para o LEO: Sim, mas com cerca de 5% da carga útil do LEO
É fácil ignorar algumas realidades práticas ao se entusiasmar com os sistemas baseados em papel.
A proporção de massa de veículo lançado por via aérea e massa voada de retorno à base da nave-mãe não deve ser negligenciada. O tamanho da nave-mãe estabelece um limite superior para a massa do veículo espacial. Aumentos acima da massa de carga útil de aeronaves de carga pesada podem ser possíveis com, por exemplo, balões, mas isso requer alguns sistemas extremamente especializados. Observando as figuras abaixo, parece que o retorno lunar tripulado à superfície da Terra é uma expectativa irrealisticamente alta para sistemas lançados por ar. Pequenas embarcações não tripuladas para a órbita lunar são práticas.
A resposta é "sim, obviamente", pois você pode criar um lançador lunar menor do que o normalmente usado e você pode criar um meio para lançá-lo no ar. Por exemplo, o lançamento do balão pode permitir uma massa muito substancial e foi proposto em vários estudos.
A prova de existência do conceito geral vem na forma de vários veículos orbitais lançados a ar da "Orbital Sciences Corporation". Eles são usados apenas para inserção de LEO (órbita baixa da terra), mas a velocidade de escape seria alcançável, dada uma carga útil adequadamente pequena.
O material abaixo fornece exemplos do que poderia ser alcançado realisticamente com base nos pequenos lançadores de satélite LEO lançados por via aérea existentes e na proposta de 2013 da Orbital Sciences, Burt Rutan e Paul Allen, como era então em 2013.
Isso demonstra que um lançamento aéreo não insignificante poderia fornecer de 800 a 1000 libras para a órbita lunar - mais com combustíveis e sistemas de ponta, ou com 'naves-mãe' ainda maiores. Isso é desconfortavelmente menor do que você realmente deseja entregar uma pessoa à órbita lunar e vice-versa. Embora a escala seja possível, ela não parece atraente para voos lunares de retorno para várias pessoas.
As vantagens do lançamento aéreo não são o ganho de altitude, como tal, mas o ganho significativo na resistência reduzida ao ar e o pequeno ganho na velocidade. Enquanto a velocidade de lançamento do ar é uma fração menor da velocidade orbital, um lançador no solo deve adicionar a velocidade inicial enquanto suporta a massa máxima contra a gravidade. Isso é pequeno comparado às perdas de resistência do ar, mas útil. A resistência do ar reduz pela metade cerca dea cada 15.000 pés, e o arrasto está inversamente relacionado à densidade do ar. E o arrasto é proporcional à velocidade ao quadrado - portanto, se você puder começar mais devagar e mais alto, poderá ajudar significativamente. Você precisará de uma velocidade "horizontal" muito substancial para orbitar, mas, inicialmente, sair da atmosfera espessa e baixa com perdas mínimas é extremamente importante. A "nave-mãe" possui motores de asas e respiradores a ar e o combustível é barato comparado ao custo de transportá-lo para grandes altitudes e altas velocidades; portanto, um sistema de lançamento aéreo proporciona ganhos nos custos e nas capacidades dos veículos de lançamento em situações nas quais é razoavelmente possível construir uma "nave-mãe" grande o suficiente. Para pequenas cargas úteis LEO, é eminentemente viável (e usada), para pequenas cargas lunares unidirecionais é possível, mas para retorno lunar,
Aqui está um vídeo do lançamento aéreo de um XL Systems "Pegasus" . Isso mostra a ação imediatamente antes do lançamento até o esgotamento do estágio 1.
O "próximo estágio" desse recurso em maio de 2013 é mostrado aqui.
Stratolaunch e Orbital - A altura do lançamento aéreo . Como isso foi modificado por eventos mais recentes, não sei, mas isso mostrou o que estava sendo planejado em 2013, portanto é pertinente à sua pergunta.
Este lançador propôs uma carga útil de 13.500 libras à LEO.
Isso não é vasto - mas definitivamente fornece carga útil
A atribuição de V relativo delta e requisitos de combustível para missões é muito complexa para permitir respostas simplistas que abrangem mais do que exemplos específicos, mas como uma indicação realmente muito grosseira, o "delta-V" do LEO para a órbita lunar é de aproximadamente 40% dos o necessário para alcançar LEO da superfície da Terra. A tabela abaixo fornece as mudanças de velocidade necessárias para várias transições orbitais e de localização. Isso dá 3,9 km / s como o delta V necessário do LEO para a órbita lunar.
A fórmula básica para calcular a mudança de velocidade de um foguete é a (não surpreendentemente) "equação do foguete: -
Chamada M2 / M1 = razão de massa = MR.
Usando um modesto padrão ISP de 300 para produzir um delta-V de, digamos, 4000 m / S, é necessário um MR de cerca de 3,7 ou massa final ~ = 1 / 3,7 = 27% do total.
Portanto, cerca de 25% das 13.500 libras acima podem ser entregues à órbita lunar
= ~ 3375 libras = 1,5 toneladas
~ = 1,5 toneladas :-)
Por sua vez, isso poderia devolver cerca de 840 libras à LEO e uma quantidade menor de volta à Terra. A tabela abaixo é desta página da universidade de Delft
Relacionado:
Imagens do iniciador Pegasus com links
OSC Pegasus - 44 lançamentos desde 1990.
Pegasus XL - 443 kg para LEO, então cerca de 100 kg para órbita lunar.
Missão Pegasus da NASA 2014
Página do OSC no Facebook
Gráfico V delta do sistema interno
De ** Wikipedia - orçamento Delta-v
e também usado neste post de troca de pilhas
