¿Podrían los aviones espaciales lanzados por aire alcanzar velocidades de escape?

Los cohetes como el Ariane 5 pesan cientos de toneladas, pero con aproximadamente el 85% de ese peso como combustible, la fracción de carga útil es solo del 3% (~ 10-20 toneladas).

Virgin Galactic está construyendo aviones espaciales suborbitales , principalmente para fines turísticos. Vuelan a aproximadamente Mach 4, demasiado lento para escapar de la tierra.

Ahora, me pregunto si una nave espacial lanzada por el aire en los próximos 20 años de manera realista realmente podría llevarnos a la luna, es decir, ¿podrían alcanzar velocidades de escape?

Como pregunta secundaria en caso de que puedan: ¿Serían más o menos eficientes en combustible que los cohetes estándar como el Saturn V ? ¿Cuánta carga útil sería transportable de manera realista?

Lo creas o no, podríamos haber hecho esto hace 50 años, si los fondos del gobierno no hubieran sido retirados de un proyecto en el último minuto. Frustrantemente, después de años de trabajo por parte de científicos, ingenieros y técnicos, el proyecto Boeing X-20 Dyna-Soar se canceló justo después de que se comenzara el trabajo en la nave espacial real.

Aquí hay una impresión artística del X-20:

El X-20 fue el resultado de un programa militar que tenía como objetivo desarrollar un avión espacial orbital para ser utilizado para bombardeos y reconocimiento. Fue diseñado para ser lanzado en órbita y permanecer allí por un corto tiempo. A pesar de su pequeño tamaño, de solo 35 pies de largo, alcanzaría velocidades orbitales después del lanzamiento, en teoría. Logró llegar a Mach 18 durante las pruebas de planeo de práctica.

El X-20 no fue diseñado para ser lanzado al aire, sino para ser lanzado sobre un misil Titan III . Sin embargo , un diseño similar, un precursor del X-20, por así decirlo, llamado Bomi, fue diseñado para ser lanzado de esta manera. aquí$^1$ es una comparación de Bomi (a la izquierda), el X-20 (los dos a la derecha) y Robo, un proyecto relacionado:

_{(fuente: astronautix.com )}

Había dos versiones de Bomi: una suborbital, con una velocidad máxima de Mach 4, y una orbital, con una velocidad máxima de ... bueno, velocidad orbital. Probablemente este último sea el que le interese. Hubiera tenido 23 pies de largo y hubiera tenido una carga útil de 34,000 kilogramos, suficiente para dos bombas nucleares.

Ambas versiones se habrían lanzado en algún tipo de lanzador, el vehículo más grande al que se muestra Bomi conectado. Este diseño también puede cambiarse dependiendo de si el vuelo debía ser orbital o suborbital.

Bomi finalmente se canceló cuando se retiraron los fondos para Dyna-Soar (el X-20), que luego sufrió el mismo destino. Pero Dyna-Soar superó la etapa de prueba de deslizamiento (se cayó de un B-52) y casi en realidad llegó al espacio. Si los recursos se hubieran trasladado a Bomi, podría haber tenido éxito.

¿Podría Bomi haber escapado de la órbita terrestre? Con un poco de trabajo, podría haberlo hecho. Piense en cómo han evolucionado varias familias de cohetes. Diferentes tipos pueden cumplir diferentes misiones. El Saturno V fue el resultado final de cohetes más pequeños, suborbitales y orbitales. Si Bomi se hubiera desarrollado en la medida del programa Apollo, creo que es muy probable que haya podido salir de la órbita terrestre.

$^1$Esta imagen parece estar en el dominio público, como se indica aquí .

Ahora, me pregunto si una nave espacial lanzada por el aire en los próximos 20 años de manera realista realmente podría llevarnos a la luna, es decir, ¿podrían alcanzar velocidades de escape?

• Lanzamiento aéreo a LEO: Hecho ahora

• Lanzamiento aéreo a órbita lunar: sí, pero al 20% -25% de la carga útil de LEO

• Lanzamiento aéreo a la Luna y de regreso a LEO: Sí, pero con aproximadamente el 5% de la carga útil de LEO

• Es fácil pasar por alto algunas realidades prácticas cuando se entusiasma con los sistemas basados ​​en papel.
  No se debe pasar por alto la relación entre la masa del vehículo lanzado desde el aire y la masa de la nave nodriza de retorno a la base alada. El tamaño de la nave nodriza establece un límite superior para la masa del vehículo espacial. Los aumentos por encima de las masas de carga útil de los aviones de elevación pesada pueden ser posibles, por ejemplo, con globos, pero esto requiere algunos sistemas extremadamente especializados. Mirando las figuras a continuación, parece que el retorno lunar tripulado a la superficie de la Tierra es una expectativa irrealmente alta para los sistemas lanzados por el aire. Las pequeñas naves no tripuladas hasta la órbita lunar son prácticas.

La respuesta es "sí, obviamente", ya que puede construir un lanzador lunar más pequeño que el que se usa habitualmente y posiblemente puede construir un medio para lanzarlo al aire. Por ejemplo, el lanzamiento del globo puede permitir una masa muy considerable y se ha propuesto en varios estudios.

La prueba de la existencia del concepto general se presenta en forma de varios vehículos orbitales lanzados al aire "Orbital Sciences Corporation". Estos solo se usan para la inserción de LEO (órbita terrestre baja), pero la velocidad de escape se podría lograr dada una carga útil adecuadamente pequeña.

El material a continuación da ejemplos de lo que podría lograrse de manera realista en base a los pequeños lanzadores de satélite LEO de lanzamiento aéreo existentes y la propuesta de 2013 de Orbital Sciences, Burt Rutan y Paul Allen.

Esto demuestra que un lanzamiento aéreo no insignificante podría entregar alrededor de 800 a 1000 libras a la órbita lunar, más con combustibles y sistemas de vanguardia o incluso 'naves nodrizas' más grandes. Esto es incómodamente más pequeño de lo que realmente quiere llevar a una persona a la órbita lunar y viceversa. Si bien es posible escalar, no parece atractivo para los vuelos de regreso a la luna de varias personas.

Las ventajas del lanzamiento aéreo no son la ganancia de altitud como tal, sino la ganancia significativa en la resistencia al aire reducida y la pequeña ganancia en velocidad. Si bien la velocidad de lanzamiento aéreo es una fracción menor de la velocidad orbital, un lanzador basado en tierra debe agregar la velocidad inicial mientras soporta la masa máxima contra la gravedad. Esto es menor en comparación con las pérdidas de resistencia del aire, pero útil. La resistencia al aire se reduce a la mitadcada 15,000 pies, y la resistencia está inversamente relacionada con la densidad del aire. Y el arrastre es proporcional a la velocidad al cuadrado, por lo que si puede comenzar más lento y más alto, puede ayudar significativamente. En última instancia, necesitará una velocidad "horizontal" muy sustancial para orbitar, pero inicialmente, salir de la espesa atmósfera inferior con pérdidas mínimas es extremadamente importante. La "nave nodriza" tiene alas y motores de respiración de aire y el combustible es barato en comparación con el costo de transportarlo a gran altitud y altas velocidades, por lo que un sistema de lanzamiento aéreo proporciona ganancias en costos y capacidades de vehículos de lanzamiento en situaciones donde es razonablemente posible construir una "nave nodriza" lo suficientemente grande. Para cargas útiles LEO pequeñas es eminentemente viable (y usado), para cargas útiles lunares unidireccionales muy pequeñas es factible, pero para el retorno lunar,

Aquí hay un video del lanzamiento aéreo de un XL Systems "Pegasus" . Esto muestra la acción desde justo antes del lanzamiento hasta la etapa 1 de agotamiento.

Aquí se muestra la "próxima etapa" de esta capacidad a partir de mayo de 2013.
Stratolaunch y Orbital: la altura del lanzamiento aéreo . No sé cómo esto ha sido modificado por eventos más recientes, pero esto mostró lo que se estaba planeando en 2013, por lo que es pertinente a su pregunta.

Este lanzador propuso una carga útil de 13,500 libras a LEO.
Eso no es vasto, pero definitivamente proporciona una carga útil

La asignación de los requisitos relativos de delta V y de combustible a las misiones es demasiado compleja para permitir respuestas simplistas que cubran más que ejemplos específicos, pero como una indicación realmente aproximada, el "delta-V" de LEO a la órbita lunar es aproximadamente el 40% de eso requería alcanzar LEO desde la superficie de la tierra. La siguiente tabla proporciona los cambios de velocidad necesarios para varias transiciones orbitales y de ubicación. Esto da 3.9 km / s como el delta V necesario desde LEO hasta la órbita lunar.

La fórmula básica para calcular el cambio de velocidad de un cohete es la "no sorprendente" ecuación del cohete:

• V = Isp xgx ln (M2 / M1)

  Isp = impulso específico de combustible
  M2 = masa inicial
  M1 = masa final g = constante gravitacional (~~ = 10 m / s / s)

Llame a M2 / M1 = relación de masa = MR.

El uso de un modesto Isp estándar de 300 para producir un delta-V de, digamos, 4000 m / S requiere un MR de aproximadamente 3.7 o masa final ~ = 1 / 3.7 = 27% del total.
Entonces, aproximadamente el 25% de las 13,500 libras anteriores se podrían entregar a la órbita lunar
= ~ 3375 libras = 1.5 toneladas
~ = 1.5 toneladas :-)

Esto a su vez podría devolver aproximadamente 840 libras a LEO y una cantidad bastante menor a la tierra. La siguiente tabla es de esta página de la universidad de Delft

Relacionado:

Imágenes del lanzador Pegasus con enlaces

OSC Pegasus - 44 lanzamientos desde 1990.

Pegasus XL : 443 kg a LEO, por lo que aproximadamente 100 kg a la órbita lunar.

Misión Pegasus de la NASA 2014

Página de Facebook de OSC

Gráfico interno delta V del sistema

De ** Wikipedia: presupuesto Delta-v
y también utilizado en esta publicación de intercambio de pila

Comience su modelo mental asumiendo una ruta de vuelo de cohete. Una tabla de velocidad / altitud vs tiempo para el transbordador espacial:

_{(fuente: aerospaceweb.org )}

Los motores a reacción tienen mejores $Isp$que los cohetes Pongamos motores a reacción en nuestro cohete. El Falcon 9 produce aproximadamente 1.1m lbs de empuje, por lo que podemos usar un GE-90 para agregar 120,000 lb, duplicando la aceleración al nivel del mar. Elon Musk dijo que el Falcon 9 cuesta alrededor de $ 54 millones por cohete completo. El GE-90 cuesta alrededor de $ 24 millones. Ups Agregamos un costo del 50% al sistema (sin incluir la integración o el desarrollo de un sistema de recuperación) y el empuje disminuye rápidamente con la altitud.

Usemos un F-414 en su lugar. Cuesta alrededor de $ 4 millones y puede ser útil hasta aproximadamente Mach 2 con una entrada diseñada adecuadamente, y la velocidad realmente nos ayuda a desarrollar la presión del pistón, que alimenta el estilo ramjet de postcombustión. Obtenemos 26,000 libras de empuje por solo $ 4 millones y más tiempo de combustión, mejor pero no estelar. El cohete que está levantando todavía tiene que ser gigantescos, así que no estamos de que así fuera todavía.

Los ramjets puros presentan el dilema del peso muerto en el despegue, agregando más cohetes en la fase más lenta de aceleración, por lo que quizás tampoco podamos ganar allí. Ramjets solo alcanzan cohetes en$Isp$ alrededor de Mach 0.5 y no puede generar un empuje completo por un tiempo porque expulsan el aire por el frente si agregan demasiado combustible hasta que la presión del pistón sea lo suficientemente alta.

Entonces, los motores que respiran aire no generan una tonelada de empuje por dólar y tienen un rango de baja velocidad. Las alas se elevan a una velocidad de aproximadamente 16: 1, por lo que podemos usar nuestros motores para acelerar lentamente y volar a 40,000 pies y Mach 1. Esto no ahorrará una tonelada de peso del cohete porque es aproximadamente 1/25 de su velocidad final y un minuto de arrastre. Digamos que reducimos el peso en un 20% y solo necesitamos transportar 900,000 lb.

Un 747-8 transporta 308,000 libras de carga y cuesta alrededor de $ 350,000,000. Digamos que los costos y la carga escalan linealmente, al menos estamos viendo un lanzador de $ 700,000,000, muy lejos de $ 54 millones, amortizado por la cantidad de lanzamientos, pero también lo es el costo de desarrollo, que para el 747-8 fue de $ 3.7 mil millones. Nuevamente, escalando linealmente, necesitamos alrededor de $ 8 mil millones para distribuir en muchos lanzamientos. SpaceX recaudó recientemente $ 1 mil millones de Google y Fido, pero no lo suficiente.

Ahí radica el dilema de lanzar cargas útiles con aviones que respiran aire. O necesita un motor a reacción mucho más barato y de mayor empuje a peso que desarrolle empuje a velocidad cero, o vuelve a los cohetes y se están desarrollando técnicas de recuperación como ULA y SpaceX.

Muchos han intentado asumir rutas de vuelo más largas para respirar aire a velocidades cada vez mayores, pero comienzas a usar scramjets, preenfriadores, control de calor, y parece que nunca se vuelve más pequeño, funciona en un sobre lo suficientemente grande o alcanza una velocidad lo suficientemente alta. importar para el eventual cohete de todos modos.