Почему существуют такие большие различия в полезной нагрузке ракет-носителей на более высоких орбитах (ГСО, Луна) по сравнению с НОО?

Согласно этому списку из Википедии , ракеты Delta IV Heavy и Proton могут выводить на НОО одинаковую массу полезной нагрузки, 23 тонны. Но мощность, согласно Википедии, резко различается, когда речь идет о массе полезной нагрузки, которую те же самые ракеты могут запускать на геостационарную орбиту или на транслунную инжекцию TLI. (13 и 7, или 9 и 5,7 т для ДИВХ и Протон).

Почему это? Такие публичные таблицы практически бесполезны для сравнения разных пусковых систем? Или возможности пуска на разные высоты зависят от того, какой разгонный блок совместим с системой пуска? Или что еще?

Будет ли место запуска фактором в значениях таблицы? т.е. GTO становится трудным/энергозатратным или невозможным для стартовых площадок вдали от экватора. Итак, если система запуска по какой-либо причине ограничена местом на некотором расстоянии от экватора, она может быть использована для GTO, но неэффективна...?

Ответы (1)

Цифры на странице Википедии немного перепутаны, поэтому сравнивать яблоки с яблоками нельзя. Вам нужно обратиться к фактическим руководствам планировщика полезной нагрузки, чтобы увидеть, какова производительность на каких орбитах. Вот гиды:

Руководство пользователя служб запуска Delta IV

Руководство планировщика миссии системы запуска «Протон»

Старт «Протона» на НОО с наклонением стартовой площадки (51,5°) составляет 23 т. Старт Delta IVH на НОО с наклонением стартовой площадки (28,7°) составляет 28,79 т. Совсем немного больше. 23 т на странице Википедии относятся к запуску Delta IVH на полярную орбиту (90 °) с массой 23,56 т. Таким образом, вы ожидаете, что Delta IVH также поставит немного больше GTO или TLI.

(Вы сказали GEO, но вы должны иметь в виду GTO, поскольку ракеты-носители редко, если вообще когда-либо, доставляют космический корабль на GEO — они высаживают космический корабль на GTO, геосинхронной переходной орбите, которая имеет апогей вокруг GEO и низкий перигей) .

Более того, "Протону" не хватает стартовой площадки так далеко на север. Большие маневры смены плоскости необходимы, чтобы уменьшить наклон орбиты, чтобы космический корабль упал ближе (но все же не к) наклонению GEO, равному 0 °. На этом рисунке из руководства показано, насколько велико изменение плоскости:

Профиль миссии «Протон» от впрыска КА в ГТО с парковочной орбиты

Показатель GTO 6,92 т для Протона - это падение на орбиту с наклонением 31,1 ° с перигеем 2175 км. Это оставляет космическому кораблю 1800 м/с, чтобы добраться до ГСО.

Delta IVH доставляет 14,22 т на орбиту 27 °, практически не требуя смены самолета, чтобы добраться туда, с перигеем 185 км, оставляя космическому кораблю 1804 м / с, чтобы добраться до ГСО.

Еще больше усложняет «Протон» нижняя верхняя ступень Isp ( Бриз-М или Бриз-М ), использующая хранимое топливо, по сравнению с верхней ступенью Delta IVH, использующей LH2 / LOX. Таким образом, производительность Протона будет ниже по сравнению с Дельта IVH при ускорении мимо НОО, даже если они находились в одной и той же начальной точке на орбите и массе.

Ага, это объяснение. Это также причина, по которой русские платят нам, европейцам, арендную плату за нашу хорошо расположенную стартовую площадку в Куру во Французской Гвиане для запуска миссий GTO Soyus.
Почему существуют такие большие различия в полезной нагрузке ракет-носителей на более высоких орбитах (ГСО, Луна) по сравнению с НОО?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v