Ликбез - все что вы хотели знать о космосе, но боялись спросить.

Inewth> Вот еще фото. Пуск 24.04.12. Снимал сам ))

Оревскую семёрку и ракеты в балабаново я тоже снимал сам

Inewth> Ракета серебристо серая, и бак О и баки Г 1 ступени.

Крашеная, факт.

Б.г.> Оревскую семёрку и ракеты в балабаново я тоже снимал сам

Сие нам ведомо.
С Орево понятно. А в Балабаново реально попасть?

Б.г.>> Оревскую семёрку и ракеты в балабаново я тоже снимал сам
Inewth> Сие нам ведомо.
Inewth> С Орево понятно. А в Балабаново реально попасть?

Не знаю. Это был "блог-тур", организованный прессухой министерства обороны. Аккурат на 22 июня 2011 года. Юбилей начала ВОВ. После него ещё народ ездил в Козельск. Но туда я уже не попал.

Б.г.> ещё народ ездил в Козельск
Судя по отчетам блогеров, ничего особенного им не показали. В этом смысле Первомайский музей РВСН круче. Впрочем, это уже офтоп.

Б.г.>> АМг6 не анодируют. Во всяком случае, баки "Семёрки" изнутри зелёные только там,
Inewth> Мы же не о нутрянке. ))
Inewth> Возможно, это грунтовка зеленоватая. Тут тоже видно.

Интересный цвет. Грунтовки обычно либо серые, либо коричнево-красные (по цвету самых дешёвых пигментов), а здесь явно хромовая зелень. Да и адгезия обычных материалов к алюминию плохая, там, ЕМНИП, эпоксидные двухкомпонентные ЛКМ применяют.

Protium-1> Что-то не так с формулой, или УИ действительно почти не зависит от давления?

Тяга прямо пропорциональна давлению.
А скорость молекул (и УИ) от давления не зависит. Потому что удельная химическая энергия = const(P).
(С точностью до мелких блох).

Xan> Тяга прямо пропорциональна давлению.
Xan> А скорость молекул (и УИ) от давления не зависит. Потому что удельная химическая энергия = const(P).
Xan> (С точностью до мелких блох).

Как вообще эта механика работает? Какую литературу можно почитать для общего ознакомления (и пополнения списка литературы для ознакомления более глубокого)? Как я понял из того, что нашёл на просторах Всемирной Помойки, пляшут от следующего:

1. Есть характеристическая скорость, необходимая для вывода на орбиту, равная сумме ПКС для большой полуоси орбиты, потерь на гравитацию, потерь на сопротивление атмосферы и на коррекцию курса. Первое, второе и четвёртое слагаемые для одной и той же орбиты равны константе для любых объектов, отличаются только аэродинамические потери, поэтому, в целом, при увеличении массы ПН стоимость вывода отдельно взятого килограмма в этой самой ПН снижается.

2. ХС, которой обладает ракета, равняется сумме ХС всех её ступеней. ХС ступени, в свою очередь, равна УИ двигателя ступени, проинтегрированному по интервалу давлений (читай - высот), в которых ступень работает, помноженному на натуральный логарифм из отношения массы ступени до зажигания к массе после израсходования всего топлива.

3. Помимо ХС, на выведение влияет тяговооружённость ракеты, то есть соотношение тяги двигателей и её массы. TWR влияет на гравитационные потери. Из того, что я нашёл (не помню уже где), следует, что оптимальный TWR от 2 на уровне моря должен снижаться до 0.5 для последней ступени. Общие соображения подсказывают, что TWR подбирается таким, чтобы при его изменении ddV_g=ddV_a, то бишь снижение гравитационных потерь в точности равнялось увеличению аэродинамических, поэтому большим ракетам нужен большой TWR, а маленьким - маленький.

4. Оптимальным распределением ХС между разными ступенями является такое, при котором ХС каждой отдельной ступени прямо пропорциональна её УИ, а ln(M/m) и, соответственно, M/m равны константе для всех ступеней ракеты.

5. УИ зависит от соотношения внешнего давления к давлению в КС, молекулярной массы и показателя политропы истекающих газов и температуры в КС. Давление и температура в КС ограничены возможностями конструкционных материалов и системы охлаждения (для монопропеллентов возможна ситуация, когда температура ограничена возможностями самого монопропеллента). Молекулярная масса зависит от используемой топливной смеси. От чего зависит показатель политропы, я так и не понял - в таблицах указываются разные значения для разных газов, которые медленно стремятся к единице с ростом температуры и повышаются с увеличением давления. Формулы, по которой это значение можно вычислить, я так и не нашёл. Она вообще есть где-нибудь, или это чисто экспериментально находимая величина? Между тем, УИ зависит от него довольно сильно, в целом, чем он меньше, тем УИ выше.

6. Тяга равна произведению УИ на расход топлива. От чего зависит расход топлива, я так и не понял.

Protium-1> Как вообще эта механика работает?
Если на пальцах - импульс полученный ракетой равен импульсу улетевшего газа. Т.е. скорости молекул помноженных на их массу.
Скорость - это температура, масса - какие компоненты выбрали. А что там внутри камеры сгорания - в случае вакуума без разницы.
А в атмосфере - вылетающий поток упирается в неё, поэтому потери.
Protium-1> 6. Тяга равна произведению УИ на расход топлива. От чего зависит расход топлива, я так и не понял.
Сколько топлива в движок закачали, столько и получилось.

Protium-1> Какую литературу можно почитать для общего ознакомления

Не знаю.
Rocket Propulsion Elements, Sutton pdf
(ДЛЯ ТЕХ, КТО ВПЕРВЫЕ НА ФОРУМЕ - Правила, FAQ, полезные ссылки, советы начинающим. [Xan#29.06.16 04:55])

Protium-1> отличаются только аэродинамические потери, поэтому, в целом, при увеличении массы ПН стоимость вывода отдельно взятого килограмма в этой самой ПН снижается.

Аэродинамика практически не влияет на цену. Просто большие устройства дешевле маленьких.

Protium-1> 3. снижение гравитационных потерь в точности равнялось увеличению аэродинамических, поэтому большим ракетам нужен большой TWR, а маленьким - маленький.

Оптимально — со старта мгновенно набрать оптимальную скорость, когда сопротивление равно весу.
Для этого иногда к ракете привязывают несколько мелких ускорителей.
Потом, с изменением атмосферы и веса, поддерживать оптимальную скорость.
Пока не получится, что ракета летит по эллиптической орбите с арогеем на нужной высоте (а с перигеем под землёй).
Потом, когда ракет достигнет перигея, придать ей ещё скорости, чтоб она оказалась на круговой.
В общем, если б не необходимость медленно продираться через атмосферу, оптимальной была бы бесконечная тяговооружённость. На орбиту за два импульса.

Protium-1> 4. M/m равны константе для всех ступеней ракеты.

Там неоптимальность второго порядка малости, так что допустимы весьма большие отклонения.

Protium-1> 5. УИ зависит от

У топлива если химическая энергия.
По закону сохранения кинетическая энергия выхлопа не может превышать эту химическую энергию.
А может только приближаться, в зависимости от совершенства двигателя.

Protium-1> 6. Тяга равна произведению УИ на расход топлива. От чего зависит расход топлива, я так и не понял.

Всё наоборот. Расход зависит от тяги.

m.G.> Голый семнадцатитонный трёхступенчатый Протон. К вопросу как и когда начали экономить на массе ЛКП.
m.G.> http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/energia46-96/269-2.jpg

Учи матчасть, любитель.

Protium-1> Из этой формулы следует, что УИ зависит в основном от температуры, а давление в камере сгорания имеет значение только на атмосферном участке траектории (при p_a=0 часть 1-(p_a/p_k)^(n-1)/n равна единице и не влияет на значение УИ). Что-то не так с формулой, или УИ действительно почти не зависит от давления?

Так чтобы получить даже в вакууме Pa точно равное 0 нужно сильно постараться. Это скорей данные сверху. Глянул, что есть под рукой. Там указали 0.05 атм на срезе для пустотного сопла.

А так да. Еще температура и молекулярная масса продуктов сгорания. Последнее тоже очень важно

Protium-1>> Из этой формулы следует, что УИ зависит в основном от температуры, а давление в камере сгорания имеет значение только на атмосферном участке траектории ...

Блин...уже ТЫСЯЧУ РАЗ писалось - ну? включите же мозК!!! От давление УИ зависит и в вакууме - просто потому, что не существует сопел работающих на конечном давлении 0!!!! Нуль никогда не появится в формуле расчета УИ! так понятнее?

Wyvern-2> Блин...уже ТЫСЯЧУ РАЗ писалось - ну? включите же мозК!!! От давление УИ зависит и в вакууме - просто потому, что не существует сопел работающих на конечном давлении 0!!!!
А ноль и не надо.
Если у двух вакуумных сопел одинаковый коэффициент расширения по давлению, т.е. у одного на входе 100 атмосфер, на выходе 0,1 атмосферы, а у другого на входе 20 атмосфер, а на срезе 0,02 атмосферы, то, при одинаковой топливной паре и УИ будет одинаковый.
Там, правда, с уменьшением давления ещё и объём камеры растёт. Ибо скорость реакции зависит от давления.

И ещё есть эффекты второго порядка, типа диссоциации и рекомбинации. Диссоциация подавляется увеличением давления, так что можно что-то наиграть.

P.V.> В СССР об этом никто не думал

Зенит
Р-1 тоже контрастно красили. Во время испытаний.

s.t.> А реактор с крылатки возможно применить в космосе? Или не хватит рабочего вещества если просто греть?

Есть робкое предположение, что это космический реактор спустился в крылатку. Принцип работы у них одинаковый: греть проходящий через них газ. А космический реактор как минимум в глубокой проработке.

Zybrilka> В помещениях МКС есть эхо?
Zybrilka> Вопрос без подколок.

Вряд ли. Там очень много всего, что способно рассеивать звук.

Naib> Вряд ли. Там очень много всего, что способно рассеивать звук.
То, что там практически не бывает тишины, хорошо понятно по роликам (постоянная принудительная вентиляция, полно работающей аппаратуры).
Но вот именно эхо? Гасит материал внутренней обшивки, элементы конструкции, небольшой объём отсеков?
Невесомость тут каким-то боком будет влиять? Или мне пора снова в школу, повторить уроки "Природоведение"?

Zybrilka> Но вот именно эхо? Гасит материал внутренней обшивки, элементы конструкции, небольшой объём отсеков?

А также изгибы, повороты, люки и прочее.

Zybrilka> Невесомость тут каким-то боком будет влиять? Или мне пора снова в школу, повторить уроки "Природоведение"?

Невесомость влиять на распространение звука не будет. Так что в пустом баке какой-нить ступени эхо вполне возможно.

Naib> .
Спасибо.