Küsimus:
Atmosfääri tõmbe mõju raketiheitjatele ja kõrgete stardipaigade eelised
Tomislav Muic
2013-07-25 16:09:46 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Milline on atmosfääri tõmbe ligikaudne mõju raketiheitmete maksumusele? Kas on kasulik, kui veeskamiskohad asuvad kõrgemal?

Canaverali neem asub merepinnal, kuid olen märganud, et Hiina veeskamiskohad asuvad üsna suurel kõrgusel (ehkki need võivad asukoha korral siiski kõrgemad olla) Tiibetis).

On palju kaalutlusi, mis on olulisemad kui õhutakistus. Osade raudteel tarnimise logistika, töötajate töötingimused, turvaline puhvertsoon kanderaketi ümber, ekvaatori lähedus orbiidi kiiruse algusele (ekstraatoril lisati ekstraatoril orbitaalkiirusele ekstra 1700 km / h versus nullpolaarse stardi korral! ) - tasuvam võib olla 300 km lõunasse laskmine kui 3 km kõrgusel merepinnast ...
Olen SF-ga nõus. Kõige olulisem tegur on laiuskraad, kuid see on tõepoolest huvitav küsimus. Mõned stardisüsteemid, näiteks õhusõidukitest või õhupallidest lendavad, on loodud just selleks, et vältida survet Maa pinna lähedal asuvast suhteliselt tihedast atmosfäärist.
Hiina kosmosesadamad asuvad Tiibetiga üsna sarnastel laiuskraadidel. aga ikkagi kõrgemal.
NASA on alustanud vastust, vt http://www.nasa.gov/mission_pages/station/expeditions/expedition30/tryanny.html
Ma kujutaksin ette, et hiinlased ei tahaks Tiibetist startida, isegi kui see oleks parem stardikoht. See on veidi keeruline piirkond
Jah, arvestades, et suured $$$ venelased peavad Baikonuri rentimise eest Kasahstanile maksma, võivad hiinlased lihtsalt ette näha ...
Sellel teemal sisetunde arendamiseks võib aidata meeles pidada, et rakettide madalas atmosfääris (kõige kõrgemate mägede kõrgusest) kulutatud aeg on tavaliselt vaid mõni sekund, samas kui rakett liigub suhteliselt aeglaselt. Need on põhimõtteliselt samad põhjused, miks õhuhapniku kasutamine kütuseallikana (nagu ramjetis) palju ei aita.
Kolm vastused:
#1
+28
AlanSE
2013-07-25 20:21:35 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Annan teile numbrid. Jagan selle kolmeks erinevaks terminiks. Seal on atmosfääri takistus, mida ma nimetan terminiks "hõljumine", ja gravitatsioonipotentsiaal tõuseb. Eeldan enam-vähem lendu otse üles. Olete teretulnud kasutama soovitud kiiruse termineid, kuna ükski neist pole esinduslik. Ma võtan süstiku kiiruse pooleldi max Q-ni. See on 1000 jalga / s ehk umbes 300 m / s.

Võib arvata, et atmosfääri takistamine on väga keeruline. Tegelikult ei ole. Igal juhul kasutaksite lohistamiseks tõenäoliselt suhet v ^ 2. Kuid kui mõelda, kust see tuleneb, eeldab see põhimõtteliselt, et kogu teie ees olev õhk kiireneb teie veesõiduki kiiruseni (miinus igasugune lahkumine ühtsusest vastupanumiskoefitsiendis). Nii et hea ligikaudse tulemuse saamiseks võtke lihtsalt kogu atmosfääri massipaksus (ma nimetan seda mu) ja korrutage kiiruse mõõdikuga.

Samuti kasutan Falcon 9 numbreid, mis on läbimõõt 3,66 meetrit ja stardimass 333 400 kg. Jah, paljud neist numbritest muutuvad lennu jooksul, kuid viisil, mis on üsna ilmne, kui muudate seda numbrilise integreerimise jaoks.

$$ \ Delta V (lohistamine) = 1/2 \ mu C_d A v / M $$$$ = (0.5) (10 \ tekst {tonni} / m ^ 2) (0.5) \ pi (3.66 / 2 m) ^ 2 (300 m / s) / (333.4 \ tekst {tonni}) $$$$ = 23,7 m / s $$

Wow. Seda pole palju. Võib-olla peaks kiirus olema suurem. Kuid ikkagi on see kokku 10 km / s kokku väike summa. Atmosfääri lohistamine raskendab käivitamist, kuid mitte eriti selle Delta v väärtuse tõttu.

Järgmine on termin "hõljumine". See tähistab raskusjõudu. Jällegi olen sunnitud eeldama üsna palju ülespoole laskmist. Võrdlen ka merepinda Mt-ga Everest, 8848 m kõrgusel. Mitte et te sinna käivitusplaadi seadistaksite, kuid meil on vaja seda küsimusele vastamiseks.

$$ \ Delta V = gh / v = (9,8 m / s ^ 2) (8848 m) / (300 m / s) = 298 m / s $$

Nüüd on see palju olulisem. Ka see pole kõik raskusjõud. See imeb teie delta v eelarvet ka pärast seda, kui olete atmosfäärist väljas, kuni jõuate orbiidi täieliku kiiruseni.

Läheme edasi gravitatsioonipotentsiaali enda juurde.

$$ \ Delta V = \ sqrt (gh) = \ sqrt ((9,8 m / s ^ 2) (8848 m)) = 294,5 m / s $$

Nende kõigi summa on kasu, mida saaksite stardipaiga muutmisest merepinnalt Mt Everest. Ausalt öeldes säästate võrreldava summa, liigutades selle alla ekvaatorile, kus Maa pöörlemine annab teile suurema tõuke.

Igatahes on see 10 km kogueelarvest 616,7 m / s. / s. Nii et see oleks alla 10%. Raketivõrrandi järgi võib see ikkagi midagi muuta. Kuid jällegi on tegelikud kulud keerulised.

Midagi lohistamisvõrrandi kohta näib vale ... See ei võta arvesse raketi atmosfäärisoleku aega, mis peaks olema kriitiline komponent delta V väljaarvutamiseks atmosfääri takistustest ...
@PearsonArtPhoto Ajafaktori arvestab võrrandis olev kiirus. Aeglasem kiirus, pikem aeg. Mida ma tegin, oli pikkusskaala eemaldamine. Kvalitatiivne mudel on atmosfääri kokkusurumine ühele lehele, mille rakett läbi murrab. Seejärel lükkab raketi tabatud ala leht raketi poole raketi kiirusega eemale. See pikkusskaala loobumine on matemaatika põhjal õigustatud. Pool kahekordse tihedusega vahemaast annab lohistamisvõrrandiga sama impulsi (või delta v). See on endiselt raske leht, nagu 10 vertikaalset meetrit vett.
Lohistuskao arvutus näib madal ja ei arvesta muutuva kiirusega. Suurem osa pidurduskaodest toimub transoonilises piirkonnas, mida see analüüs näib eiravat.
@AdamWuerl See sõltub omamoodi sellest, millise küsimuse te esitate. Kui soovite teada, kui palju säästate Delta V-d, kolides Canaverali neemelt Everesti mäele, ei tohiks see nii kaugel olla. See oli selline minu kavatsus. Ma kasutasin kiirust pool kiirust max Q juures, nii et kui teid huvitab kogu reis, oleks parem kasutada kaks korda rohkem või rohkem, ma pole täpselt kindel.
"Ausalt öeldes säästate võrreldava summa, liigutades selle alla ekvaatorile" ** kust? ** Ekvatoriaalkiirus on 464 m / s. Polaarkiirus on 0. Nii et kui liikuda pooluselt ekvaatorile, on see võrreldav 616 m / s. Kuid kui kolisite Canaverali neemelt ekvaatorile, minge cos (28) * 464 = 410-lt 464-le või sääst 54 m / s. ** See ei ole võrreldav ** säästuga 616 m / s Mt. Everest. Btw, Lõuna-Ameerikas Andides asuv mägi on parem kui Everesti mägi, sest see toetub ekvaatori punnile ja on seega Maa keskmest kõige kaugemal ** pluss ** ekvatoriaalkiiruse lisaradius.
#2
+11
PearsonArtPhoto
2013-07-26 17:23:31 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Võrdleme kahte raketti, millel on mõnevõrra sarnane spetsifikatsioon, kuid üks väga suur erinevus.

  • Falcon 1 - kannab LEO-le umbes 670 KG (vaadake kasutusjuhendit) Mass 38555 KG ( Vikipeedia). Käivitati merepinnast.

  • Pegasus- Kandeb LEO-sse umbes 450 KG (vt Wikipedia). Mass 18 500 KG. Käivitati 40 000 jalalt.

See teeb palju oletusi, kuid oletame lihtsalt, et saaksite Pegasuse massi sirgjooneliselt skaalata. See annaks raketile Falcon 1 kasuliku koormuse tõstmiseks 27000 KG massi. See on umbes 40% erinevus. Miks erinevus?

  1. Falcon 1 on vedelkütuse rakett LOX / RP, samas kui Pegasus on tahke raketipõhine. Tehnoloogiatel on oluliselt erinev tõukejõu / kaalu suhe, spetsiifiline impulss ja massiosa. Tahkete rakettide massifraktsioonid ja T / W kipuvad olema suuremad, kuna mootorid on vähem keerukad (st pole survesüsteeme ega torustiku- või turbopumba masinaid. Kuid tahked ained on tavaliselt kallimad ja tavaliselt fikseeritud impulsiga (st nad ei saa algstaadiumis, kuid see on põhjus, miks Pegasus lisas orbiidi täpseks sisestamiseks valikulise HAPS (hüdrasiin) lõppetapi.

  2. Sest see on õhus lendav Pegasus suudab lennata erineva trajektooriga. Madala rünnakunurga ja sellele järgneva raskusjõu pöörde asemel on Pegasusel tiivad. Ta lendab positiivse rünnakunurga all ja kasutab tõusu hõlbustamiseks tõstet.

  3. Kõrgusel olevad mootorid võivad kasutada tõhusamat mootori konstruktsiooni (st raketidüüside laiendussuhted, mis on reguleeritud atmosfäärirõhule madalamal merepinnal.

  4. Õhulaskmine annab väikese kiiruse kasvu. See pole märkimisväärne (~ 2% orbiidi kiirusest), kuid on siiski olemas.

  5. Pegasusel pole muretsema kalduvuste muutmise pärast, nagu seda teeb Falcon 1. Kuid Falcon 1 määratud numbrid ei võta arvesse mitmekülgset kalduvust

  6. 40 000 jalga õhutihedus on tunduvalt väiksem, mis toob kaasa väiksemad integreeritud pidurduskaod.

  7. Olete kõrgusel 10 km kõrgemal. See pole ilmselt märkimisväärne.

Alumine rida on see, et stardisaidi kõrguse tõstmine suurendab jõudlust, suurendades nii mootori efektiivsust kui ka vähendades oma lohistamine. Need arvud ei oleks 10 000 jalga stardipaiga jaoks nii drastilised, kuid kujutaksid siiski mõõdetavat muutust jõudluses.

+1 eriti punkti 5. Kui raketimootor ei kasuta muudetavat „ava” düüsi, on see spetsialiseerunud konkreetsele välisele rõhule. Mootorite disainerid kasutaksid muudetavat mootoriotsikut, kui see ei lisaks lisakaalu, keerukust ja kulusid.
#3
+4
geoffc
2013-07-25 18:20:32 UTC
view on stackexchange narkive permalink

Raketi lennutrajektoor on vaevu suunatud ülespoole. Piisavalt kõrgele on võimalik jõuda sinna, kus orbiit on võimalik. Vaatleme helisevate rakettide juhtumit, mida isegi väiksemad organisatsioonid või harrastusrakettide rühmad suudavad saavutada.

Raske osa läheb orbiidile piisavalt kiiresti. St. Kiiruse saavutamine.

Seega suundub rakett tavaliselt kiiresti ülespoole, et pääseda atmosfääri paksust osast välja, seejärel pöörab ja kiirendab peamiselt orbiidi kiirusele.

Nagu kommentaarides märgitud, ei maksaks logistika lisakulud kütuse, oksüdeerija, osade ja kasulike koormuste suuremale kõrgusele viimisel tõenäoliselt seda väärt.


See küsimus ja vastus tõlgiti automaatselt inglise keelest.Algne sisu on saadaval stackexchange-is, mida täname cc by-sa 3.0-litsentsi eest, mille all seda levitatakse.
Loading...