Гравитационные и аэродинамические потери.

[Гусев_А]

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)

[Feol]

По моему, если РН не обладает существенным аэродинамическим качеством (ну, без крыльев), то вертикальный старт даст минимум и гравитационных и аэродинамических потерь одновременно.

[Андрей Суворов]

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.

[Дем]

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.

[Гусев_А]

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.

[RadioactiveRainbow]

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?

[hcube]

Обычно вместо Cx в этом случае применяют Cy ;-D. То бишь тормозят брюхом.

[Дмитрий В.]

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.

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.

[RadioactiveRainbow]

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)

[Дмитрий В.]

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)

Где-то формулы завалялись, найду - скину.

[Дмитрий В.]

Ну, и кстати, гравпотери редко бывают меньше 600-700 м/с.

[Гусев_А]

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.

[Shestoper]

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.

До высоты порядка 30-40 км.

[Shestoper]

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.

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.

[Ворон]

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.

[Дмитрий В.]

Обещанные формулы расчета гравпотерь ХС и аэродинамических потерь ХС:
http://www.my-files.ru/gravity_airdrag.jpg
Скан из институтской методички.

[Ворон]

Кстати, интересно, какая жидкостная ракета имела наибольшую тяговооруженность?

[Дмитрий В.]

Кстати, интересно, какая жидкостная ракета имела наибольшую тяговооруженность?

Возможно, Сатана СС-18 - более 2 единиц.

[Гусев_А]

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.

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?

[Ворон]

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?