Вопрос (скорее всего дурацкий) о торможении об атмосферу

[Ворон]

Однако, позвольте все таки выразить непонимание вот каким фактом. ..Как мне кажется, крылатый СА, попав в самые верхние слои атмосферы, должен скорее "подпрыгнуть", чем учпеть разогреться от трения.

Агент совершенно прав - дело в температуре. Температура пропорциональна V^2 (мера средней энергии молекул). А динамическое давление (от которого зависят а/д силы) - пропорционально rho*V^2, где rho - плотность воздуха. Если плотность мала, то для достижения той же подъемной силы нужны запредельные скорости и температуры.

Как более близкий пример - SR-71 Blackbird. Как известно, при крейсерском полете на больших высотах он грелся так, что ему пришлось делать два корпуса - внешний и внутренний...

 Для достижения "той же подъёмной силы" нужны бОльшие аэродинамические поверхности, а не "запредельные скорости и температуры".

 А SR-71 Blackbird летел на скорости более 3М в крейсерском режиме, Рутановский SS1, например, только тормозил с бОльшей скорости и на нём даже краска не полиняла.

[Ворон]

Да, интересно вот, приходила ratman-у в голову такая мысль - при большей перегрузке торможение происходит быстрее. Тепловой поток больше, в конкретном "одинаковом" случае, но действует он меньше, прямо пропорционально той перегрузке.
 Так что нагрузка на теплозащиту должна быть, вроде бы, Вообще Одинаковой...  

[Дмитрий Виницкий]

Бродяга, если вам мое мнение хоть немного интересно, задумайтесь, пока не поздно :roll:

[ДмитрийК]

Заранее извиняюсь за дилетантский уровень

Поигрался немного со спредшитом. Вывод - если у аппарата есть аэродинамическое качество то им (аппаратом) надо активно управлять, иначе получается ерунда Эти прыжки и скачкки надо демпфировать (или хотя б стараться).

К вопросу: а почему бы просто не спланировать по-самолетному? Интересная получается картина. Для планирования надо
Аy + V^2/R = Vo^2/R,
Ay - ускорение создаваемое подьемной силой, V - скорость, R - радиус орбиты, Vo - орбитальная скорость на этой высоте.

Ау = КА, К - аэродинамическое качество, А - продольное ускорение.
При торможении выделяется мощность
P = mVA,
V - скороть, A - ускорение.  
Имеем:
P =  mV (Vо^2-V^2)/RK
или удельная мощность
P/m = 1/RK *  V (Vо^2-V^2).
Найдем скорость при которой рассеиваемая удельная мощность максимальная:
d/dV V (Vо^2-V^2) = 0,
решаем, получаем  
Vmaxp = Vo sqrt(1/3).
Подставляем Vо=7840, R=6470K (на высоте 100Км):
Vpmax    примерно = 4500 м/с.
P/m max примерно = (1/K) * 28 Квт/кг.
Любопытно что зависит только от K. При качестве 1 имеем 28 утюгов на каждый килограмм, т.е. до фига Естественно бОльшая часть этой мощности улетает с набегающим потоком или переотражается но какая именно - гугл быстрого ответа не дает Если качество поднять - жить становится легче, я вон в Орбитере начиная где-то с 80 км выключаю нафиг RCS и спокойно себе планирую до самой земли, температура выше 500 не поднимается

[avmich]

Конечно, нагрузка на ТЗП - в первом приближении - одинакова.

Кинетическая энергия КК на орбите фиксирована. Её можно гасить быстро, можно медленно - но гасить надо всю. Как правило, вся эта энергия уходит в тепло. То есть, мы можем либо греть ТЗП медленно и долго, либо недолго - но с большей мощностью. Так или иначе, ТЗП должна быть способна этот теплопоток переварить в течение времени спуска. И общая энергия - которая и есть полная нагрузка на ТЗП - не меняется.

Вот если начать рассуждать, что можно выскочить и остыть - тогда можно рассуждать иначе.

[X]

Остыть-то остыть, но и внутрь при этом нагрев пойдёт. Это тоже надо учитывать.

[ratman]

Эти прыжки и скачкки надо демпфировать (или хотя б стараться).
К вопросу: а почему бы просто не спланировать по-самолетному?

Именно. О чем и речь.

Найдем скорость при которой рассеиваемая удельная мощность максимальная:

А вот это непонятно. Зачем вы принимаете рассеиваемую мощность максимальной ?  :?: Наоборот, она должна быть как можно меньше. А минимальная скорость для данной высоты приблизительно оценивается из отсутствия "проваливания" (иначе мы получаем баллистический спуск со всеми его прелестями)

[ДмитрийК]

Эти прыжки и скачкки надо демпфировать (или хотя б стараться).
К вопросу: а почему бы просто не спланировать по-самолетному?

Именно. О чем и речь.

Найдем скорость при которой рассеиваемая удельная мощность максимальная:

А вот это непонятно. Зачем вы принимаете рассеиваемую мощность максимальной ?  :?: Наоборот, она должна быть как можно меньше. А минимальная скорость для данной высоты приблизительно оценивается из отсутствия "проваливания" (иначе мы получаем баллистический спуск со всеми его прелестями)

Дык я и считал исходя из условия "непроваливания". Приведенные цифры - это минимум максимума при полете по оптимальной траектории, т.е. лучшее что можно добиться в худшей точке траектории при заданном качестве. Можно конечно считать длинно, т.е. для данной скорости найти максимальную высоту на которой аппарат способен создать достаточную подьемную силу, затем для этой высоты и скорости найти силу лобового сопротивления, а отсюда посчитать ускорение и выделяемую мощность. Но поскольку подъемная сила и сила лобового сопротивления жестко связаны через аэродинамическое качество, то все прочие параметры взаимно сократятся и мощность будет зависеть только от скорости и качества.
Прикиньте сами какая мощность нужна чтобы аппарат летел прямолинейно на скорости 4500м/с при L/D скажем 1.

[X]

....скорость при которой рассеиваемая удельная мощность максимальная...

я конечно извиняюсь , но это - детский сад.  Если вы дествительно хотите оценить целесообразность "нырков" , то нужно иметь минимум 2 вещи
- характерный диапазон качества аппарата на гиперзвуке
- характерные тепловые потоки и температуру вдоль траектории.
Затем проводить симуляции , оптимизировать и делать выводы.

С качеством попроще - это есть в описаниях многих СА и ВА.  Про тепловые потоки : для вычислений , так сказать, средней сложности принято использовать формулу Фэя-Риделла. Она дает тепловой поток в точке торможения с точностью до 10%. То есть это оценка максимального потока и по формуле стефана-больцмана максимальной температуры  T=(Q/eps*sigma)^0.25 для неразрушающейся поверхности.  Желающие могут посмотреть на  формулу , но боюсь не каждый сможет ее использовать - надо знать зависимости плотности и вязкости для высокотемпературного воздуха, градиент скорости (зависит от кривизны носка или кромки крыла) и энтальпию стенки.  Есть более примитивные инженерные формулы , где это все уже подсчитано , Формула типа Q=A*ro^a*V^b/sqrt(R) , то есть можно оценить поток по текущим параметрам атмосферы,  но я не помню всех коэффициентов , на неделе посмотрю.  

Можно будет как-нибудь все это объединить в один мегаспрэдщыт и прикинуть например возвращение ВА ТКС или Клипера с Луны с 2-3-кратным нырянием в атмосферу.

[ДмитрийК]

....скорость при которой рассеиваемая удельная мощность максимальная...

я конечно извиняюсь , но это - детский сад.

Все в порядке, это я извиняюсь за дилетантство Я вообще то подчеркивал что речь идет не о выделяемой тепловой мощности а о потере кинетической энергии, а о том как она дальше распределяется я к сожалению ничего сказать не cмог. Пример был приведен просто чтобы показать что просто "планирование" в атмосфере на таких скоростях не представляется возможным без какого-то радикального улучшения аэродинамического качества.

<...> Формула типа Q=A*ro^a*V^b/sqrt(R) , то есть можно оценить поток по текущим параметрам атмосферы,  но я не помню всех коэффициентов , на неделе посмотрю.  

Можно будет как-нибудь все это объединить в один мегаспрэдщыт и прикинуть например возвращение ВА ТКС или Клипера с Луны с 2-3-кратным нырянием в атмосферу.

Было бы здорово.
PS Спасибо за ликбез

[ratman]

Дык я и считал исходя из условия "непроваливания". Приведенные цифры - это минимум максимума

Угу, сорри - не заметил. Теперь вижу...
Трудно читать формулы в тексте
...Что-то я в последние пару дней часто ошибаюсь. Видимо, надо отдохнуть и расслабиться...

[ratman]

я конечно извиняюсь , но это - детский сад.  

Не за что извиняться - это безусловно детский сад
Иначе говоря - грубая качественная оценка

[Ворон]

Бродяга, если вам мое мнение хоть немного интересно, задумайтесь, пока не поздно :roll:

 Postoronnim V, понимаете, ratman, как и Старый, часто выдаёт эдакое Апломбированное Мнение на основе того, что он что-то там в экселе состряпал.

 Между тем, Он Не Знает, Что Такое Тепловой Поток.

 Тепловой поток, в данном случае - Единица Тепловой МОЩНОСТИ Выделяющася На Единице Поврехности Теплозащиты.

 МОЩНОСТЬ эта пропорциональна КУБУ СКОРОСТИ, а ПЕРЕГРУЗКА - КВАДРАТУ СКОРОСТИ.
 Тепловой поток напрямую не зависит ни от перегрузки, ни от температуры на поверхности теплозащиты.

 Потому, например, для реального Союза максимум теплового потока раньше максимума перегрузки - без всякого ныряния и т. п.

 ratman допустил ошибку эдакого "школьного" уровня.
 Его "примерчики" вообще ничего не значат, даже теоретически, эксел мозги не заменяет.

[Ворон]

я конечно извиняюсь , но это - детский сад.  

Не за что извиняться - это безусловно детский сад
Иначе говоря - грубая качественная оценка

 Такая "грубая", что аж Совершенно Неверная.  

 Тянет на "банан" по физике на первом курсе института или в хорошей школе с уклоном на углублённое изучение физики.  

[ratman]

ratman, как и Старый, часто выдаёт эдакое Апломбированное Мнение на основе того, что он что-то там в экселе состряпал.

... в то время, как Бродяга/Ворон делает это безо всяких оснований и в хамской форме...

Еще раз предупреждаю - прекрати наезды.
Есть что сказать - говори вежливо. Не можешь - помолчи  :evil:

[AlexB14]

Тепловой поток, в данном случае - Единица Тепловой МОЩНОСТИ Выделяющася На Единице Поврехности Теплозащиты.

 МОЩНОСТЬ эта пропорциональна КУБУ СКОРОСТИ, а ПЕРЕГРУЗКА - КВАДРАТУ СКОРОСТИ.
 Тепловой поток напрямую не зависит ни от перегрузки, ни от температуры на поверхности теплозащиты.

А можно выяснить Ваше мнение по следующему вопросу. КА, имеющий аэродинамическую форму, возвращается от Луны (11км/с). Надо потерять 3 км/с и выйти на орбиту. Обязательно ли иметь ТЗП для потери такой скорости?  :?:

[Ворон]

Тепловой поток, в данном случае - Единица Тепловой МОЩНОСТИ Выделяющася На Единице Поврехности Теплозащиты.

 МОЩНОСТЬ эта пропорциональна КУБУ СКОРОСТИ, а ПЕРЕГРУЗКА - КВАДРАТУ СКОРОСТИ.
 Тепловой поток напрямую не зависит ни от перегрузки, ни от температуры на поверхности теплозащиты.

А можно выяснить Ваше мнение по следующему вопросу. КА, имеющий аэродинамическую форму, возвращается от Луны (11км/с). Надо потерять 3 км/с и выйти на орбиту. Обязательно ли иметь ТЗП для потери такой скорости?  :?:

 Если аппарат Очень Большой с низкой плотностью, то "теплозащита" может быть минимальной.

 Баки от РБ долетают до земли иногда.

[Ворон]

ratman, как и Старый, часто выдаёт эдакое Апломбированное Мнение на основе того, что он что-то там в экселе состряпал.

... в то время, как Бродяга/Ворон делает это безо всяких оснований и в хамской форме...

Еще раз предупреждаю - прекрати наезды.
Есть что сказать - говори вежливо. Не можешь - помолчи  :evil:

 Помолчать следовало бы вам, ratman.
 Выше вы глубокомысленно выдали полнейшую ерунду, и даже не признаёте этого факта.

 Купите книжку по физике, а?

[X]

обещанная чудо-формула :
ламинарный тепловой поток в критической точке затупленного тела с характерным радиусом кривизны R , летящего со скоростью V в воздухе плотностью ro равен =

Q=2.4e-5*sqrt(ro/R)*V^3.25

плотность - в кг/м3, радиус - м, скорость - м/с , поток - Вт/м2.

формулка - следствие кучи упрощений из Фэя-Риделла . Только для  ламинарного режима. Точность процентов 15-20 . Рекомендуется для качественных оценок.  По тепловому потоку можно вычислить равновесную радиационную температуру неразрушающейся (!)поверхности  T=(Q/eps*sigma)^0.25 , eps - степень черноты материала (например УУКМ ~0.8-0.9 ) , sigma= 5.67e-8 Вт/м2*К4.  Как следствие, погрешность оценки температуры - до 5% , то есть около сотни градусов где-то.  Предельные температуры многоразовых покрытий - 2100-2200 К.

Для начала потренируйтесь считать потоки вдоль траектории. Должны получаться сотни киловатт- единицы мегаватт. Потом можно смоделировать что-то известное : Шаттл-Буран (носок R~1 м) , СА Союза (хз какой там R) или Аполлона.  В общем характерные радиусы затупления и АДХ ищите сами.

[X]

Странно, а ссылки не работают.
а где эту программу можно скачать ещё?

Какой-то временный глюк - все работает, только что проверил... Попробуйте еще раз.

Попробовал - не работает.
Говорят, что у кого-то есть модель в Excel-e.
Пришлите, пожалуйста!!!

http://forums.airbase.ru/index.php?showtopic=23611

Вот простенькая программка, кстати, единственная в свободном доступе, где можно менять параметры атмосфер по своему усмотрению, а так же параметры планет - массу, скорость вращения, есть готовые параметры атмосферы Марса, Юпитера, Титана.