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/ NetNews Usenet Archive 1992 #31 / NN_1992_31.iso / spool / sci / space / 18115 < prev    next >
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Text File  |  1992-12-23  |  2.9 KB  |  65 lines
  1. Newsgroups: sci.space
  2. Path: sparky!uunet!zaphod.mps.ohio-state.edu!cs.utexas.edu!sun-barr!ames!agate!rsoft!mindlink!a752
  3. From: Bruce_Dunn@mindlink.bc.ca (Bruce Dunn)
  4. Subject: Re: SSTO vs. 2-Stage
  5. Organization: MIND LINK! - British Columbia, Canada
  6. Date: Wed, 23 Dec 1992 17:07:00 GMT
  7. Message-ID: <18838@mindlink.bc.ca>
  8. Sender: news@deep.rsoft.bc.ca (Usenet)
  9. Lines: 54
  10.  
  11.         The point has been made that using the DC-1 as an upper stage of a
  12. two-stage vehicle adds the complication of mating the two vehicles.  I feel
  13. that this is not likely to be a very time consuming job, but am willing to
  14. listen to any evidence.  I think that the closest analogy might be the mating
  15. of a Shuttle to its carrier aircraft, which is done on a routine basis. I
  16. don't know if the current mounting allows in-flight separation, but the
  17. mounting used for the Enterprise glide tests certainly did.  Does anyone have
  18. information on how long it takes and how many people it takes to put the
  19. Shuttle on the carrier aircraft?
  20.  
  21.         The point has also been made that the advantages of the two stage
  22. system are negated if the booster cannot return to the launch site.  Flyback
  23. boosters, with wings, have been assumed in many hypothetical two-stage
  24. systems (and indeed a winged fly-back variant of the Saturn first stage was
  25. examined as a possible booster early in the design process for the Shuttle).
  26. In the case of the DC-1 first stage, I have been assuming no wings and only
  27. limited aerodynamic maneuverability (similar to that of the DC-1).  To
  28. examine what would happen if the booster flight were ***entirely*** vertical,
  29. I have run a stepwise numerical simulation on a spreadsheet.  The results are
  30. as follows:
  31.  
  32. (rounded numbers)
  33. Assumptions:
  34.  
  35. Booster Total Mass             1000 tons
  36. Booster Ascent Propellant       800 tons
  37. Booster Isp                     300
  38. Booster Initial acceleration    1.5 g
  39. DC-1 Total Mass                 500 tons
  40. Payload                          58 tons
  41.  
  42. Results:
  43.  
  44. Total Booster Burn Time         100 sec
  45. Total gravity losses            980 m/s^2
  46. Booster Altitude at Burnout      46 km
  47. Velocity at Burnout            1190 m/s^2
  48. Coasting Height                 120 km
  49.  
  50.         The "coasting height" is what the DC-1 (and the booster) will get to
  51. if there are no further rocket burns.  Since the DC-1 has enough vertical
  52. velocity from the booster to keep it clear of the atmosphere for some
  53. minutes, it can then perform its burn horizontally and avoid further gravity
  54. losses.  The booster of course will drop right back towards the launch site.
  55.  
  56.         The above picture is an over simplification of the process, but I
  57. think that the general idea is clear.  If there is anyone who has software
  58. which models ascent trajectories for launchers, it would be interesting to
  59. see proper calculations for such a "bent" ascent trajectory (vertical ascent
  60. for a first stage, followed by a largely horizontal burn from a second
  61. stage).
  62.  
  63. --
  64. Bruce Dunn    Vancouver, Canada   Bruce_Dunn@mindlink.bc.ca
  65.