Всем извесно и понятно, что при выборе режимов запуска РН учитываются и затраты на гравитационные порери, которые тем больше, чем с меньшей тяговооруженность на старте. Так же приходится расходовать мощность на преодоление сопративления воздуха при очень быстром движении в атмосфере. Вывод простой нельзя стартовать очень резко и плохо разгоняться слишком медленно.
Не кто не поделится формулами зависимости (пусть приближенными) аэродинамического сопративления от давления (высоты) и скорости при дозвуке, сверхзвуке, гиперзвуке... лучше применительно к какой нибудь из существующих РН.
Не может ли являться схема горизонтального запуска РН имеющей оперение (пусть типа Спирали) более выгодной с точки зрения этих потерь. (пока не рассматривая сложность самой конструкции)
По моему, если РН не обладает существенным аэродинамическим качеством (ну, без крыльев), то вертикальный старт даст минимум и гравитационных и аэродинамических потерь одновременно.
Нет, это верно только для небольших тяговооружённостей :)
Если у нас тяговооруженность большая (скажем, стартовая больше двойки), то наклонный старт заметно уменьшает гравитационные потери.
Минимальное значение гравитационных потерь определяется, как 2gh/(v^2) и, для 200 км круговой орбиты равно, как несложно посчитать, 6,5% от полной энергии орбитальной ПН, или, в терминах характеристической скорости, около 600 м/с.
Фактическое же значение грав. потер примерно в полтора раза больше. Максимум - в два. Сэкономить ещё - сложно.
Гравитационные потери равны времени работы двигателя, умноженной на ускорение свободного падения и на косинус (?) угла к нормали.
С ускорением сделать ничего нельзя :) а чем быстрее взлетаешь - тем меньше потери.
Сопротивление же - сильно зависит от скорости и плотности атмосферы (которая с высотой меняется) - притом сильно нелинейно.
Да с гравитационными потерями самими по себе понятно, особенно для РН без оперения с вертикальным стартом. А вот какое давление оказывает воздух на РН при разных скоростях на разных высотах. И в процентах сколько тратится топлива на аэродинамическое сопративление на разных РН. Что то в цифрах такое почти ни где не написано.
ЕМНИП, аэродинамические потери для современных полноразмерных РН составляют что-то порядка 500-700 м/с.
Потребная ХС для выхода на орбиту около 9 км/с.
Делайте выводы.
Мне, кстати, сейчас больше интересно другое:
Я всё думаю насичёт сборбитальника. Так вот, если его аэродинамически стабилизировать и при разгоне и при торможении, проявляется такое неприятное свойство... При разгоне коэфф лобового сопротивления должен быть как можно меньше, чтобы минимизировать аэродинамич потери. А при торможении тот же коэффициент должен быть как можно больше - чтобы максимально погасить скорость в верхних слоях атмосферы.Согласно РеентриМодел - чем больше Сх - тем меньше перегрузки при возвращении.
Ясно, что Сх ограничен снизу - иначе перегрузки при торможении будут совсем уж негуманными. Отсюда вопрос - какой должен быть профиль скорости/ускорения/тяги, чтобы при заданном Сх (кстати, он от скорости меняется?) минимизировать сумму аэродинамических и гравитационных потерь? :)
Обычно вместо Cx в этом случае применяют Cy ;-D. То бишь тормозят брюхом.
ЦитироватьЕМНИП, аэродинамические потери для современных полноразмерных РН составляют что-то порядка 500-700 м/с.
Потребная ХС для выхода на орбиту около 9 км/с.
Делайте выводы.
Типичное значение аэродинамических потерь для "классических" РН составляет 100-200 м/с и, в первом приближении, зависит от крутизны траектории, начальной тяговооруженности РН и нагрузки на мидель.
Упс. Пардон. :oops:
С гравитационными попутал, что ли? Не, вроде не должен был. Гравитационные вряд ли за 400 переваливают.
Хм.
А вообще - как производится оценка аэродинамических потерь?
Точнее, как расчитывается? (хотя бы в первом приближении)
ЦитироватьУпс. Пардон. :oops:
С гравитационными попутал, что ли? Не, вроде не должен был. Гравитационные вряд ли за 400 переваливают.
Хм.
А вообще - как производится оценка аэродинамических потерь?
Точнее, как расчитывается? (хотя бы в первом приближении)
Где-то формулы завалялись, найду - скину.
Ну, и кстати, гравпотери редко бывают меньше 600-700 м/с.
При горизонтальном полете любого летательного аппарата, если он движется прямолинейно и равномерно то аэродинамические потери точно равны тяге двигателей.
Для суборбитальника наверно выгоднее всего на дозвуковой подняться как можно выше, а потом как можно резче по наклонной набирать скорость, но все таки на протяжении всего подъема по атмосфере использовать оперение для создания подъемной силы, чтоб снизить гравитационные потери.
И наверно для этого нужно использовать разные средства, на дозвуке услуги обычного тяжелого самолета, тем более что двигатели оптимезированные для сверхзвука очень плохо работают на меньшей скорости, не говоря про прямоточные.
А не кто не подскажет до какой высоты еще есть смысл использовать прямоточники, а то я читал, что на них хотят разогнаться до 12 МАХов.
ЦитироватьА не кто не подскажет до какой высоты еще есть смысл использовать прямоточники, а то я читал, что на них хотят разогнаться до 12 МАХов.
До высоты порядка 30-40 км.
ЦитироватьМинимальное значение гравитационных потерь определяется, как 2gh/(v^2) и, для 200 км круговой орбиты равно, как несложно посчитать, 6,5% от полной энергии орбитальной ПН, или, в терминах характеристической скорости, около 600 м/с.
Это не гравитационные потери. Это энергия на выход из потенциальной ямы глубиной 200 км. На это нужно около 2 км/c характерестической скорости. 6,5% кинетической энергии - это 25,5% скорости.
Если бы мы могли приобрести скорость мнговенно и нам нужно было бы выйти на орбиту высотой 200 км, нужна горизонтальная скорость 7,8 км/с и вертикальная 2 км/c - по теореме Пифагора общая скорость 8,05 км/c.
А гравитационные потери связаны с тем, что скорость мы набираем постепенно, и ракета часть мощности вынуждена тратить просто на "висение" в гравитационном поле. Они равны g на время работы двигателей на косинус угла между траекторией ракеты и нормалью к Земле. Поскольку для реальной траектории угол есть функция от времени (траектория искривляется) - нужно брать интеграл по времени.
Вот здесь всё это расписано: http://epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/1-3.html
Для Сатурна-5 (ракета с низкой тяговооруженностью) гравитационные потери были около 1,6 км/c.
Для ракеты с высокой тяговооруженностью появляется одно неприятное обстоятельство - высокий скоростной напор, который нагружает систему управления. Важен даже не рост аэродинамических потерь, а это обстоятельство. В принципе, ракета с тяговооруженностью больше 2 может стартовать и горизонтально без существенного аэродинамического качества.
Можно сделать крылатую ракету с достаточно низкой тяговооруженностью - высокую тяговооруженность заменит подъёмная сила.
В данном случае дело упрётся в массу тех самых крыльев. :)
Вообще, имеет смысл делать крылатую ракету с горизонтальным стартом, но не только по причине падения гравитационных потерь, а по комплексу факторов.
Например, не нужны никакие стартовые сооружения, кроме полосы, и "ситуации с Sea Launch" не будет, если только не постараться взорвать ракету при заправке. :)
Обещанные формулы расчета гравпотерь ХС и аэродинамических потерь ХС:
http://www.my-files.ru/gravity_airdrag.jpg
Скан из институтской методички.
Кстати, интересно, какая жидкостная ракета имела наибольшую тяговооруженность?
ЦитироватьКстати, интересно, какая жидкостная ракета имела наибольшую тяговооруженность?
Возможно, Сатана СС-18 - более 2 единиц.
ЦитироватьЦитироватьА не кто не подскажет до какой высоты еще есть смысл использовать прямоточники, а то я читал, что на них хотят разогнаться до 12 МАХов.
До высоты порядка 30-40 км.
При таких, хоть и очень приличных цифрах (прикидках) но на орбиту без применения в дальнейшем ЖРД не выйти, даже на суборбитальный полет. Но после этого для выхода на орбиту 200 км достаточно одной ступени массой раз в пять меньше, чем была бы вся масса РН, выводящая тот же ПГ.
Как тут не вспомнить систему Спираль. Хотя там разгон самолетной ступени планировался скромнее, но наверно просто в то время не было таких двигателей? Еще если бы предворительно саму эту самолетную ступень, хоть немного разогнать, чтоб двигателя работали более эффективно, раз они не расчитаны на маленькие скорости.
А не возможно ли Спираль поднять со взлетной полосы на буксире за трос например Мрией, поднять километров на 8-10, и если нужно утащить в сторону экватора тысячи на три, разогнав до 800-900 км/ч. При этом при самолетной ступени той же массы и формы, чуть-чуть добавить ракетную ступень, то 30 тоннн на орбиту наверно забрасывать можно?
Гусев_А интересны не "30 тонн", а общая технологичность проекта. :)
Горизонтальный старт позволяет стартовать практически откуда угодно и спасать минимум первую ступень с наиболее массивными и дорогими двигателями.
И что с того, если ракета вместо 300 тонн будет иметь массу 400-500 тонн? :)
ЦитироватьОбещанные формулы расчета гравпотерь ХС и аэродинамических потерь ХС:
http://www.my-files.ru/gravity_airdrag.jpg
Скан из институтской методички.
Не открывается :(
Дмитрий, можно еще раз?
ЦитироватьЦитироватьОбещанные формулы расчета гравпотерь ХС и аэродинамических потерь ХС:
http://www.my-files.ru/gravity_airdrag.jpg
Скан из институтской методички.
Не открывается :(
Дмитрий, можно еще раз?
Ну, если найду этот скан в понедельнитк, то попробую :roll:
Подскажите если кто из авиаторов знает. За сколько времени ТУ-160 разгоняется до своей предельной скорости и высоты, если считать от начала разгона по полосе, без всяких разворотов, и на максимальных режимах двиготелей. И сколько он за это время расходует топлива?
ЦитироватьПодскажите если кто из авиаторов знает. За сколько времени ТУ-160 разгоняется до своей предельной скорости и высоты, если считать от начала разгона по полосе, без всяких разворотов, и на максимальных режимах двиготелей. И сколько он за это время расходует топлива?
На редкость верный вопрос! :)
Именно рост аэро- и гравпотерь - тот самый гвоздь в надежды мнящих о преимуществах ВКС за счет высокого удельного импульса ВРД. Добавить к этому удельную массу комбинированной ДУ, и все теоретические преимущества ВКСа съедаются окончательно.
P.S. Ну, по крайней мере, на существующем уровне технологии материалов и ДУ.
Эх, красивая сказка ВКС... Трудно было расставаться.
Ну вот тока п..дить не надо, а?
ЦитироватьНу вот тока п..дить не надо, а?
Зомби! Где вы пропадали? Я уже начал волноваться!
Вроде не мало страниц про Ту-160 прочитал, еще больше пролистал, но вот сколько топлива ему нужно на начальный разгон не попалось, но вроде по прикидкам не чересчур много. Может кто нибудь все же знает? Ну или хотя бы про Су или МиГ.
ЦитироватьЦитироватьОбещанные формулы расчета гравпотерь ХС и аэродинамических потерь ХС:
http://www.my-files.ru/gravity_airdrag.jpg
Скан из институтской методички.
Не открывается :(
Дмитрий, можно еще раз?
Не нашел :(
ЦитироватьНу вот тока п..дить не надо, а?
О, Зомби, доброго времени суток! А с кем это Вы разговаривали :roll:
ЦитироватьЦитироватьНу вот тока п..дить не надо, а?
Зомби! Где вы пропадали? Я уже начал волноваться!
Я тоже! Рад снова слышать.
ЦитироватьНу вот тока п..дить не надо, а?
Рад Вашему очередному воскрешению, уважаемый Зомби. П..дить не буду, обещаю :D
Это вообще не в моих правилах.
Однако скорость, с которой Вы перешли на мат, немного удивила...
Неужели начинаете уже кое о чём догадываться? :wink: :mrgreen:
Дмитрий, жаль что расчёт не нашёлся. Зомби ведь мне всё равно не поверит. Да это и правильно - зачем верить, если можно проверить самостоятельно?