Wyjaśniło się trochę o locie STP-2

Elon wczoraj zatweetowal że nieudane lądowanie było spowodowane awarią systemu hydraulicznego sterującego kierunkiem ciągu centralnego silnika. Podejrzewają że awarię spowodowała plazma która się przedostała przez osłony termiczne w czasie wejścia w atmosferę. Falcon 9 ma raczej porządne osłony zrobione z tytanu, jednak by umożliwić ruchy silnika w sporym zakresie, osłona nie jest przymocowana „na twardo” i uszczelniona. Nie wiadomo dokładnie co się stało – czy nastąpiło zakleszczenie tej osłony w obudowie, czy raczej jej przepalenie i dostanie się plazmy do komory silnika. Jak bym miał stawiać pieniądze to postawił bym na jakąś termiczną deformację która uniemożliwiła ruchy dyszy.

Druga ciekawostka to powód dla którego zmieniono miejsce lądowania rakiety. Chodziło o to by mieć wystarczającą rezerwę paliwa w drugim stopniu na wykonanie ostatniego manewru. SpaceX martwił się że poprzednie manewry mogą zużyć więcej paliwa i może braknąć na ostatni w przypadku gdyby silnik nie pracował tak dobrze jak powinien. Podejrzewam że prawdopodobieństwo takiej częściowej „awarii” Merlina było na tyle duże że dla zwiększenia szans na udaną misję zdecydowano się nadal drugiemu stopniowi większą energię – to właśnie te dodatkowe kilkadziesiąt sekund które mógł pracować centralny człon bo nie potrzebował paliwa na powrót w okolice Cape Canaveral. W sumie to nie wiemy jak wyglada profil lotu z powrotem wszystkich trzech stopni w okolice Cape Canaveral jako że jak do tej pory takiej misji nie było, ale patrząc na loty F9 wydaje się że trzeba co najmniej 30 sekund pracy trzech silników by wrócić rakietą w okolice przylądka. Co przekłada się mniej-więcej na 10 sekund pracy na pełnym ciągu. Trudno określić ile więcej może wtedy pracować drugi ciąg ale zakładam że pewnie z minutę. To sporo jako że całkowity czas pracy drugiego stopnia to około 6.5 minuty (blisko 400 sekund). Czyli mówiąc inaczej – dzięki decyzji o lądowaniu na środku Atlantyku, drugi stopień ma około 15% większy margines bezpieczeństwa.

Ciekawe czy była możliwość zmniejszenia tego marginesu do np. 10% i wydłużenia reentry burn tak by prędkość wejścia w atmosferę była mniejsza? Nie mogę znaleźć danych na temat długości reentry burn bocznych FH ale w przypadku F9 to zwykle około 20 sekund. Dodatkowym problemem przy reentry burn centralnego (albo misji na geostacjonarną F9) jest wektor prędkości – tylko cześć energii zużytkowanej na reentry burn idzie na zmniejszenie prędkości pionowej. W przypadku powrotów na Cape Canaveral praktycznie cała energia jest zużywana na pionową składową prędkości jako że rakieta spada prawie pionowo w stronę przylądka – technika powrotu jest prosta – wyzerować prędkość poziomą i poczekać aż ziemia się przekręci a co brakuje to dolecieć korzystając z właściwości lotnych rakiety. Jednak w przypadku lądowań na Atlantyku pierwszy stopień musi za jednym zamachem zniwelować ile się da obu wektorów prędkości – poziomego i pionowego. Na tyle by resztę udało się pozbyć hamując aerodynamicznie w atmosferze. To powoduje że grzanie atmosferyczne związane z hamowaniem jest znacznie większe. A w przypadku FH jest to jeszcze trudniejsze, bo pierwszy stopień porusza się z dużo większą prędkością niż F9. A w przypadku wczorajszego lotu było to szczególnie trudne jako że rezerwy paliwa były znacząco mniejsze – na tyle małe że lądowanie miało się odbyć na trzech silnikach.

A propos ostatniego startu Falcona Heavy to pojawiły się ciekawe plotki o LC-39A i o latających samochodach…

admin Opublikowane przez: