SpaceX, частная космонавтика и прочий флейм о космической гонке

A.s.> Ну логично (если включить мозги) тогда будет недогарание топлива... вместо полновесных СО₂ (44 а.е!) и H₂О у вас выхлоп сплошные ошмётки-радикалы СO- HO-, а то и просто H-, О-.. Средняя молярная масса снижается. Ради этого же и уходят от стехиометрии, так же?
Ну СО не радикал... и сгорание углерода до СО даёт примерно 60% энергии по сравнению до СО2 - а масса-то в полтора раза больше... итого скорость вылета у СО2 ниже.

A.s.> Если же из дешёвой жести не получится - откатят тогда на композит, как и закладывались в первоначальной концепции ITS.
Так жесть - она термостойкая, композит же... ХЗ. Вон батискаф из композита сделали - и через несколько погружений бульк... без видимых повреждений перед тем.
А жестяной бак, если даже прогорит при спуске - ну заварят, делов-то.

Fakir> У любого эжекторного заборники должны быть в стороны. Юбка. Пифагоровы штаны. Конфигурация а-ля колеоптер. Широкий лоб не только бесполезен, но вреден (снег башка попадёт) - это не МиГ-19.

Да форма "лба" (аэродинамического миделя и как там организован сам воздухозабор) - это уже шачечки. Главное. Вы не сможете собрать воздух, мимо которого пролетели (за аэродинамическим миделем). Ну всосать еще на малых скоростях можно. Но тогда сосалка нужна. И недетская.
И ещё.
Любому ПВРД нужно либо центральное тело, либо еще как-то устроенный диффузор (тупо "лоб")
На дозвуке одним образом устроенный, на сверхзвуке по-другому.
Но везде нужен диффузр (расширитель набегающего потока или его "тормозитель" опять же по Бернулли или анти-Бернулли) и значит тупо нужен "лоб" в целом шире чем воздухозаборник (в частности).
Одна прямая труба не годится в любом случае (без "лба" - никак). Не будет работать. По детской причине. В ней тупо силе тяги ПВРД упираться некуда. Ну или другое объяснение как у Гильзина (гидро-аэродинамика - хитрая область знаний! Без пол-литры привычки не разберёшься!)

Вот в мурзилке от Гильзина:

Рис. 52. Таким должен быть прямоточный двигатель, чтобы давление в его камере сгорания не менялось. Сверху показано изменение давления в двигателе, снизу — изменение скорости

Рис. 53. Двигатель без диффузора тяги не создает, так как часть воздуха, попав в двигатель, меняет свое направление на обратное и вытекает вперед, в результате чего результирующее воздействие воздуха на двигатель равно нулю.

 

A.s.> Любому ПВРД нужно либо центральное тело, либо еще как-то устроенный диффузор (тупо "лоб")

Очень грубо - нечто в ключе МиГ-21.
С боковым (скорее кольцевым) заборником получается как бы автоматически. Ну ессно дальше куча деталей с трактом, с системой скачков, и т.п. И вопросы конфигурации => сухой массы.
Да что тут гадать по гуще из-под Гильзина.
Любите копать и коллекционировать старый хлам - потратьте свою энергию хоть раз в мирных целях, покопайте материалы за полвека

Б.г.>> Только при вертикальном старте это верно на 100%. чем меньше угол тангажа, тем меньше доля работы, совершаемая против силы тяжести.
Fakir> Траектория длиннее, разгон дольше, интеграл по времени.

И что? Подынтегральная функция уже роли не играет?

Б.г.>> смотри. Вот у нас, для простоты, тяга в точности равна весу. Пусть даже убывает вместе с весом. Тогда, при вертикальном старте, ВСЁ уйдёт в гравпотери. Но, если ты ставишь на такую ракету крыло, а тягу направляешь горизонтально, то доля гравпотерь уменьшается до величины, обратной аэродинамическому качеству.
Fakir> Траектория длиннее, разгон дольше, интеграл по времени.

Перестань твердить мантру, запусти эксель, найди интеграл численно. Будешь удивлён. Только правильно всё подставь.

Fakir> У АКС тяга сразу ниже на порядок, затем и крыло, поэтому время разгона намного, намного больше.

Ну время больше, да, не спорю. но тут не во времени дело. Если тяга всё время разгона направлена горизонтально, то работы против силы тяжести она вовсе не совершает, тождественный ноль. Гравитационные потери сводятся к mhg.

Fakir> Тем более что доля тяги уходит вместо разгона на создание подъёмной силы (через Cx крыла - можно это конечно списать в аэродинамические потери, но несколько замазывает картину).

Я ж не спорю, что аэродинамические потери больше, но они меньше, чем уменьшение гравитационных.
Fakir> Fakir>> А в принципе на 4М на керосине еще можно иметь до 4000 с.
Б.г.>> Да ну?
Fakir> Ну да. Строго говоря, не на керосине как таковом, а углеводородном топливе.
Б.г.>> при 78% азота и 1% аргона в воздухе? вас кто-то крупно обманул.
Fakir> И чем тебе так уж помешал азот? Не говоря об аргоне
У тебя в углеводородном топливе запасена определённая энергетика. Фиксированная, её обмануть невозможно. Получить тягу, можно только сообщив выхлопной струе скорость. Разогнать выхлопную струю можно через нагрев, а можно через пропеллер. Но пропеллер, как бы ты ни извращался, ограничен скоростью звука. Значит, надо греть. У азота молекулярная масса 28, и он участия в реакции не принимает, а лобовое сопротивление создаёт, и греть его тоже приходится. Мне помешал не собственно азот, а то, что набегающий поток на 4/5 состоит из балластного вещества, что снижает скорость отбрасываемой струи и её удельный импульс.
Б.г.>> Б.г.>> а на 10 М - водородный (с водородным же ЖРД).
Fakir> Fakir>> Теоретически до 3000 с.
Б.г.>> Можно ссылочку?
Fakir> Любой обзор по скрамджетам начиная как миниум с 2000, скорее с конца 80-х. Лень искать. Если наткнусь, может где-то у меня выдраны графики.



Fakir> Посмотри в теме про многоразовые, там выдирки должны были висеть.
В действительности, на больших числах М всё несколько хуже, чем на этой картинке, ибо слишком оптимистично считают лобовое сопротивление таких двигателей.

Fakir> Fakir>> Кратное повышение УИ это перекрывает.
Б.г.>> Да не может там быть кратного повышения УИ.
Fakir> Блаженны верующие
верующий тут ты, а я интегрирующий.

A.s.>> Ну логично (если включить мозги) тогда будет недогарание топлива... вместо полновесных СО₂ (44 а.е!) и H₂О у вас выхлоп сплошные ошмётки-радикалы СO- HO-, а то и просто H-, О-.. Средняя молярная масса снижается. Ради этого же и уходят от стехиометрии, так же?
Дем> Ну СО не радикал... и сгорание углерода до СО даёт примерно 60% энергии по сравнению до СО2 - а масса-то в полтора раза больше... итого скорость вылета у СО2 ниже.

Виноват. Дурак! Не увидел. Дейстительно. Угарный газ - наше ж всё! Сколько народу им потравилось то? Больше ж чем метилом!

Интересная тонкость. У Зубриа, когда он начал работать над темой взлетета с Марса на подножном топливе из атмосферы Марса, как раз первая мысль был сделать двигатель на угарном газе и кислороде. Ну разложить забортрный СО₂ на СО - угарный газ (и жидким хранить) и кислород О₂ (тоже ж жидким). А в двигателе при старте экспедиции домой разложенные компоненты опять соединятся до СО₂. Но у него во-первых получился удельный импульс дрянь. Но главное, ему двигателисты сказали, что горит угарный газ при очень больших температурах. И они вообще отказались такой двигатель делать. Тогда он взялся за метан. Для него не хватает водорода. Ну вот он решил что его можно и привезти с собой. Не большая нагрузка (хотя по объёму - недетская).

Дем> Так жесть - она термостойкая, композит же... ХЗ. Вон батискаф из композита сделали - и через несколько погружений бульк... без видимых повреждений перед тем.
Дем> А жестяной бак, если даже прогорит при спуске - ну заварят, делов-то.

Вопрос в чём? Что жесть - тяжёлая получается. Не люминтий из которого все ракеты привычно делают.
Кстати, тонкий нюанс.
Откройте удельная прочность.
То есть предельная прочность материала делённая на его плотность.

Алюминий - 214
Нержавеющая сталь - 254

Стать чуть лучше. Но то на то ВРОДЕ... Так почему ракеты привычно делают из люминия?
Ну. Во-первых из нержавейки ракеты тоже делали.
Был прецидент.
"Атлас"
Надувная ракета из то-о-о-онкой нержавейки. У нее был настолько совешенное массовое число, что ей действительно (как тут вспоминали) оставалось только лишние двигатели и отбрасывать (что она и делала).
Одна проблема. Когда давление в корпусе случайно падало - атлас складывался...



И всё же почему алюминий, если они почти похожи с нержавейкой?
Алюминий при низких температурах становится прочней.



При низких температурах он лучше титана!
Поэтому когда вы захолодили ракету и залили баки криогеникой (кислород ли, водород ли, метан ли) вы получили куда лучшую прочность алюминиевого корпуса чем при нормальных условиях.
Та же Сатурн-5 сложилась бы, заправь вы ее компонентами эквивалентной кислороду и водороду плотноси на при "комнатной" температуре. А холод - держит.
Но ясно, что у Маска ракета не просто должна полететь холодной, она должна еще и вернуться сквозь огонь аэродинамического торможения. Кстати, внутренний наддув мог бы ей может быть помочь и пережить поперечную недетскую нагрузку при торможении. Что и интересно посмотреть.
Но главное.
удельная прочность углепластика всё равно же 785 - гораздо лучше чем у стали и алюминия (и даже титана). Стекловолокно 1307!
То есть, это в разы и разы прочней (при той же массе, или при той же прочности в разы и разы легче).
И это резерв для совершенства.
Пока ракета катает саму себя - её можно делать из "жести" перетяжелённой. Ну если концепция срастётся, будут искать "скрытые резервы" в замене материалов на более дорогие и технологически более заморочные.

Дем> Ну СО не радикал... и сгорание углерода до СО даёт примерно 60% энергии по сравнению до СО2 - а масса-то в полтора раза больше... итого скорость вылета у СО2 ниже.

Не только. CO2 норовит диссоциировать в камере, и рекомбинировать в сопле, снижая, таким образом, к.п.д. сопла и уи относительно теоретического. А CO, наоборот, термически очень стоек.

Б.г.> И что? Подынтегральная функция уже роли не играет?

g * sin
Что тут особо.

Б.г.> Ну время больше, да, не спорю. но тут не во времени дело. Если тяга всё время разгона направлена горизонтально, то работы против силы тяжести она вовсе не совершает, тождественный ноль.

"Не бывает".
Ну не может она у тебя быть направлена строго горизонтально.

Ладно, даже рассмотрим такой предельный случай - как бы набор скорости без набора высоты. Без цели выхода на орбиту Ты настаиваешь, что при этом тяга не при делах, я же считаю, что подъёмную силу корректно относить именно на тягу (её часть) - она не берётся ниоткуда.

Ну слушай, всё это считано-пересчитано. Куча работ по АКС и оптимизации траекторий. Найди, где бы было меньше 0,5 км/с на гравпотери.

Fakir>> Тем более что доля тяги уходит вместо разгона на создание подъёмной силы (через Cx крыла - можно это конечно списать в аэродинамические потери, но несколько замазывает картину).
Б.г.> Я ж не спорю, что аэродинамические потери больше, но они меньше, чем уменьшение гравитационных.

По-моему, тут некоторый разнобой в понимании того, что относить на гравпотери, а что на аэродинамику. Как с подъёмной силой - куда её считать. Из-за того, что в классическом случае РН только Cx присутствует.


Б.г.> У азота молекулярная масса 28, и он участия в реакции не принимает,

Он может диссоциировать. Могут быть окислы азота, но это уже совсем неважно и даже скорее нежелательно.
Но это в общем неважно.

Б.г.> а лобовое сопротивление создаёт, и греть его тоже приходится. Мне помешал не собственно азот, а то, что набегающий поток на 4/5 состоит из балластного вещества, что снижает скорость отбрасываемой струи и её удельный импульс.

?!! А эжекторы ты как класс отрицаешься? Ну, по такой логике.

Лобовое сопротивление и его вклад зависит от "качества" в/з. В чисто адиабитических безударных - были такие прожекты, но больно монструозно получалось - как бы даже пофиг.

Удельная энергетика конечно зависит.
Поэтому, подчёркиваю, максимальные величины всё же не для керосина как такового, а углеводородов в широком смысле - в т.ч. до этилена, метана.


Б.г.>

Мягко говоря, это далеко не единственный график. И водорода на нём вообще нет.
Я же говорю - по скрамджетам ищи обзоры. Там ощутимо по-другому.

Б.г.> ибо слишком оптимистично считают лобовое сопротивление таких двигателей.

Оно не есть мировая константа. Сильно завязано на конструкцию.

Fakir> Ну не может она у тебя быть направлена строго горизонтально.
Ну, вообще-то, большую часть времени может.
Fakir> Ладно, даже рассмотрим такой предельный случай - как бы набор скорости без набора высоты. Без цели выхода на орбиту Ты настаиваешь, что при этом тяга не при делах, я же считаю, что подъёмную

Смотри. Давай рассмотрим кольцевую магнитолевитационную дорогу на Луне. Вот у нас на ней есть тележка, и мы её разгоняем линейным электродвигателем. Зависит ли работа по достижению первой космической лунной скорости от времени разгона? Да или нет?

Вот мы достигли скорости в 1,59 км/с, и ПГ на тележке перестал на тележку давить - он на орбите. Чему равны гравитационные потери?

Дальше, мы переключаем магниты, чтобы они прижимали тележку к дороге, и сообщаем ей ещё 100 м/с, потом отпускаем полезный груз, он начинает подниматься до апоселения и снижать скорость. Чему равны гравитационные потери?

Fakir> силу корректно относить именно на тягу (её часть) - она не берётся ниоткуда.
Fakir> Ну слушай, всё это считано-пересчитано. Куча работ по АКС и оптимизации траекторий. Найди, где бы было меньше 0,5 км/с на гравпотери.
Fakir> Fakir>> Тем более что доля тяги уходит вместо разгона на создание подъёмной силы (через Cx крыла - можно это конечно списать в аэродинамические потери, но несколько замазывает картину).
Б.г.>> Я ж не спорю, что аэродинамические потери больше, но они меньше, чем уменьшение гравитационных.
Fakir> По-моему, тут некоторый разнобой в понимании того, что относить на гравпотери, а что на аэродинамику. Как с подъёмной силой - куда её считать. Из-за того, что в классическом случае РН только Cx присутствует.

Послушай, я хочу доказать только, что при горизонтальном или наклонном старте суммарные потери могут быть меньше, чем при вертикальном.
Б.г.>> У азота молекулярная масса 28, и он участия в реакции не принимает,
Fakir> Он может диссоциировать. Могут быть окислы азота, но это уже совсем неважно и даже скорее нежелательно.
Fakir> Но это в общем неважно.
Б.г.>> а лобовое сопротивление создаёт, и греть его тоже приходится. Мне помешал не собственно азот, а то, что набегающий поток на 4/5 состоит из балластного вещества, что снижает скорость отбрасываемой струи и её удельный импульс.
Fakir> ?!! А эжекторы ты как класс отрицаешься? Ну, по такой логике.

До какой скорости эжекторы увеличивают тягу? У ВРД удельный импульс на малых скоростях высок, этого никто не отрицает, но он падает с ростом скорости, и тут есть не только технические, но и фундаментальные ограничения. И то, что воздух на 4/5 состоит из балласта, эти ограничения ужесточает, а то, что у балласта молекулярная масса больше, чем у водяного пара, ужесточает гораздо сильнее.
Fakir> Лобовое сопротивление и его вклад зависит от "качества" в/з. В чисто адиабитических безударных - были такие прожекты, но больно монструозно получалось - как бы даже пофиг.

То есть, сверхзвуковые, но безударные? а это как, можно хоть рисуночек? И почему из всех волнолётов ни один до сих пор не летает?

Fakir> Удельная энергетика конечно зависит.
Fakir> Поэтому, подчёркиваю, максимальные величины всё же не для керосина как такового, а углеводородов в широком смысле - в т.ч. до этилена, метана.

больше энергетика - меньше плотность - больше бак - больше лобовое сопротивление.

Б.г.>>
Fakir> Мягко говоря, это далеко не единственный график. И водорода на нём вообще нет.
Fakir> Я же говорю - по скрамджетам ищи обзоры. Там ощутимо по-другому.

Скрамджет - это и есть ГПВРД (теоретический, показанный на этом графике пунктиром). И, если это не единственный график, ну, предъяви другой.
Б.г.>> ибо слишком оптимистично считают лобовое сопротивление таких двигателей.
Fakir> Оно не есть мировая константа. Сильно завязано на конструкцию.

Б.г.> Смотри. Давай рассмотрим кольцевую магнитолевитационную дорогу на Луне.

Не хочу!!!
Оставь это Семёнову, уровень бредовости как раз для его идефиксов

Б.г.> Вот у нас на ней есть тележка, и мы её разгоняем линейным электродвигателем. Зависит ли работа по достижению первой космической лунной скорости от времени разгона? Да или нет?

Аналогия плохая. Траектория АКС непременно с набором высоты.

Б.г.> Послушай, я хочу доказать только, что при горизонтальном или наклонном старте суммарные потери могут быть меньше, чем при вертикальном.

Без очень точного расчёта тебе это в принципе не удастся.

Ты посмотри соотв. работы по АКС.

Б.г.> До какой скорости эжекторы увеличивают тягу?

Да блин, ясен хрен только на малых. Но это как бы намекает, что "балласт" - он вообще говоря совершенно не балласт.

Б.г.> больше энергетика - меньше плотность - больше бак - больше лобовое сопротивление.

Ну да. Ну и что? Выигрываешь больше, чем теряешь. Проблема не фундаментальная.

Б.г.> То есть, сверхзвуковые, но безударные? а это как, можно хоть рисуночек?

Да. Именно. В теории возможно. В такое рисовали, но длина в/з получалась метров 50.

Б.г.> Скрамджет - это и есть ГПВРД

Да. Но источник твоего графика явно не ГПВРД в первую очередь посвящён. Откуда и возможная неполнота.

Б.г.> И, если это не единственный график, ну, предъяви другой.

Я ж говорю - покопайся в топике про многоразовые. Должно быть.
Мне сейчас влом рыться в архивах.

Если прям совсем не найдёшь - напомни к выходным.

Б.г.> Б.г.>> Б.г.>> а на 10 М - водородный (с водородным же ЖРД).
Fakir>> Fakir>> Теоретически до 3000 с.
Б.г.> Б.г.>> Можно ссылочку?

Кстати, а где ты видишь противоречия даже на тобой же приведенном графике? Водорода на нём явно нет.
И по твоему же графику - на 8 М еще под 1000 с. Без водорода.

И там еще явно не теоретические пределы.

Б.г.>> Б.г.>> Б.г.>> а на 10 М - водородный (с водородным же ЖРД).
Fakir> Fakir>> Fakir>> Теоретически до 3000 с.
Б.г.>> Б.г.>> Можно ссылочку?
Fakir> Кстати, а где ты видишь противоречия даже на тобой же приведенном графике? Водорода на нём явно нет.

ГПВРД без водорода не бывают. Метан не умеет гореть в сверхзвуковом потоке. Точнее, не так, в сверхзвуковом потоке с давлением ниже атмосферного длина камеры сгорания для метана получается слишком длинной для любых реалистичных двигателей - под сотню метров для одной десятой атмосферы.

Fakir> И по твоему же графику - на 8 М еще под 1000 с. Без водорода.
Fakir> И там еще явно не теоретические пределы.

Ну так приведи правильные.

Б.г.> ГПВРД без водорода не бывают.

Бывает. За 10М не перевалишь конечно, да и подберёшься не очень близко, но еще где-то 6-8 возможно.

Б.г.> Метан не умеет гореть в сверхзвуковом потоке.

Да в нём нормально ничто не умеет гореть. Пока.
Там всегда танцы с бубном, каких только извращений не пробовали.
Для максимальных скоростей с углеводородами как-то отдельно думают, типа предобработки разрядом, чтобы он уж поступал не в виде метановой молекулы, а чуть ли не атомарный водород. И всякое такое.

Б.г.> Ну так приведи правильные.

Я ж тебе сказал, где поискать. Я в своих архивах до субботы точно рыться не стану или там инет лопатить.

Б.г.>> Смотри. Давай рассмотрим кольцевую магнитолевитационную дорогу на Луне.
Fakir> Не хочу!!!

Почему? ведь это несложно.
Fakir> Оставь это Семёнову, уровень бредовости как раз для его идефиксов

Зато наглядная модель.

Б.г.>> Вот у нас на ней есть тележка, и мы её разгоняем линейным электродвигателем. Зависит ли работа по достижению первой космической лунной скорости от времени разгона? Да или нет?
Fakir> Аналогия плохая. Траектория АКС непременно с набором высоты.

Так чему равен синус угла?

Б.г.>> Послушай, я хочу доказать только, что при горизонтальном или наклонном старте суммарные потери могут быть меньше, чем при вертикальном.
Fakir> Без очень точного расчёта тебе это в принципе не удастся.

Если бы шла речь о десятках процентов, может, и не удалось бы. Но речь о разах. Скажи мне, каковы, навскидку, гравитационные потери до LEO у Союза, Сатурна-5 и Дельты Хэви?

Fakir> Ты посмотри соотв. работы по АКС.
Б.г.>> До какой скорости эжекторы увеличивают тягу?
Fakir> Да блин, ясен хрен только на малых. Но это как бы намекает, что "балласт" - он вообще говоря совершенно не балласт.

Не балласт он только на первых процентах по энергии. 300 м/с от 9000 м/с - это 3%.

Б.г.>> больше энергетика - меньше плотность - больше бак - больше лобовое сопротивление.
Fakir> Ну да. Ну и что? Выигрываешь больше, чем теряешь. Проблема не фундаментальная.
Б.г.>> То есть, сверхзвуковые, но безударные? а это как, можно хоть рисуночек?
Fakir> Да. Именно. В теории возможно. В такое рисовали, но длина в/з получалась метров 50.
Б.г.>> Скрамджет - это и есть ГПВРД
Fakir> Да. Но источник твоего графика явно не ГПВРД в первую очередь посвящён. Откуда и возможная неполнота.
Б.г.>> И, если это не единственный график, ну, предъяви другой.
Fakir> Я ж говорю - покопайся в топике про многоразовые. Должно быть.
Копал. Не вижу. Всё голословные заверения.

Б.г.> Почему? ведь это несложно.

Противно!


Ты смотришь на тягу просто как на антипараллельную направлению струи. Тогда как стоит подумать и о подъёмной силе, к-я берётся не из ниоткуда, а из той же тяги, при помощи Cy.
Я вижу здесь основное расхождение.

Если ракета просто висит на струе - гравпотери стремятся к бесконечности. Но по-твоему, если ракета с крыльями летит горизонтально, то гравпотери нулевые, даже если она не разгоняется, синус же ж!
Не находишь, что тут некоторое противоречие?

Б.г.> Если бы шла речь о десятках процентов, может, и не удалось бы. Но речь о разах. Скажи мне, каковы, навскидку, гравитационные потери до LEO у Союза, Сатурна-5 и Дельты Хэви?

Круговая 7,8, характеристическая ~9-9,2 , из них гравитационные несколько больше половины...
Значит что-нибудь типа 600-700 м/с. Ну может 800 при малых относительно перегрузках.

Б.г.>> И, если это не единственный график, ну, предъяви другой.
Fakir> Я ж говорю - покопайся в топике про многоразовые. Должно быть.
Fakir> Мне сейчас влом рыться в архивах.
Fakir> Если прям совсем не найдёшь - напомни к выходным.
Этот?


Вот такой есть но это не совсем то (но у меня есть )


Ну вот еще (перепутаны подписи типов топлива)






Всё остальное что выдаёт поисковик - вариацию на тему этих графиков.

Fakir> Ты смотришь на тягу просто как на антипараллельную направлению струи. Тогда как стоит подумать и о подъёмной силе, к-я берётся не из ниоткуда, а из той же тяги, при помощи Cy.
Fakir> Я вижу здесь основное расхождение.
Fakir> Если ракета просто висит на струе - гравпотери стремятся к бесконечности. Но по-твоему, если ракета с крыльями летит горизонтально, то гравпотери нулевые, даже если она не разгоняется, синус же ж!
Fakir> Не находишь, что тут некоторое противоречие?

Никакого! Гравпотери тут истинно нулевые, а имеются только и исключительно аэродинамические. Ну, на самом деле, ещё и барометрические (удельная тяга меньше пустотной). Но, если так, действительно, лететь всё время (не разгоняясь), то а/д потери сожрут всю характеристическую скорость, тут спору нет.

Б.г.>> Если бы шла речь о десятках процентов, может, и не удалось бы. Но речь о разах. Скажи мне, каковы, навскидку, гравитационные потери до LEO у Союза, Сатурна-5 и Дельты Хэви?
Fakir> Круговая 7,8, характеристическая ~9-9,2 , из них гравитационные несколько больше половины...
Fakir> Значит что-нибудь типа 600-700 м/с. Ну может 800 при малых относительно перегрузках.

Так вот. Если верить В. И. Феодосьеву, гравпотери не несколько больше половины, а, примерно 75% у керосинового Союза, и 85% у Сатурна-5 с водородной второй и третьей ступенями. ХС у Союза до орбиты 8800 м/с (всего!), у Сатурна-5 9250 м/с, а у Дельты 4 Хэви 9600 м/с.
Но ты неправильно стал прикидывать потери вот почему - из 7900 надо вычесть "бесплатные" 300 м/с за счёт вращения Земли и 100 м/с за счёт ненулевой высоты орбиты. Таким образом, "Союзу" надо набрать не 7900, а 7500, а, соответственно, истинные полные потери составляют 1300 м/с у Союза, 1750 м/с у Сатурна-5 и существенно больше 2 км/с у Дельты 4 Хэви.

И из них гравитационные 975 у Союза, 1490 у Сатурна, а, сколько у Дельты, я точно не знаю, но дофига.
И уменьшить гравитационные до 500, пусть даже ценой лишних 250 на а/д, вполне можно.

A.s.> Ну вот еще
A.s.> https://www.mdpi.com/energies/energies-11-03449/article_deploy/html/images/energies-11-03449-g001.png
На этой картинке, как минимум, перепутаны цвета водородного и углеводородного двигателей Водородный должен быть выше, углеводородный ниже.

A.s.> Этот?

Эти или очень похожие.

В принципе были и другие - тут я например параметров детонационных не вижу - но и этих уже достаточно.

A.s.>> Ну вот еще
A.s.>> https://www.mdpi.com/energies/energies-11-03449/article_deploy/html/images/energies-11-03449-g001.png
Б.г.> На этой картинке, как минимум, перепутаны цвета водородного и углеводородного двигателей Водородный должен быть выше, углеводородный ниже.
Блин! Точно. Я выбирал саму крупную. И выбрал с ошибкой!

Fakir>> Я вижу здесь основное расхождение.
Fakir>> Если ракета просто висит на струе - гравпотери стремятся к бесконечности. Но по-твоему, если ракета с крыльями летит горизонтально, то гравпотери нулевые, даже если она не разгоняется, синус же ж!
Fakir>> Не находишь, что тут некоторое противоречие?
Б.г.> Никакого! Гравпотери тут истинно нулевые, а имеются только и исключительно аэродинамические. Ну, на самом деле, ещё и барометрические (удельная тяга меньше пустотной). Но, если так, действительно, лететь всё время (не разгоняясь), то а/д потери сожрут всю характеристическую скорость, тут спору нет.

Так это аэродинамика сожрёт всё или гравитация сожрёт?
Думаю вы тут добрались до корня спора.
Пусть тяга ракеты строго вниз и равна весу. Ракета висит на месте. И гравитация жрёт ВСЁ. 100% гравпотери. Тут всё очевидно-просто.
Но АКС движется. И это сбивает...
Давайте упростим ситуацию с АКС до ракетного висения на месте. Пусть АКС летит горизонтально с постоянной скоростью v, но в потоке некого циклона, который дует навстречу АКС со скоростью v.
Теперь и АКС у нас висит над одной точкой земли (как и ракета в примере выше) и всю тягу тратит впустую. Чтобы висеть.
И что же это за затраты? Аэродинамические? Или гравитационные?


И ещё у вас всплывала затрата mgh, на подъём. Я где-то читал что это вообще относят на потери управления. То есть НЕОПТИМАЛЬНОСТЬ траектории вывода.
Оптимальная траектория с безатмосферного, безрельефного шарика - эллипс, перицентр которого касается поверхности сферы (точки старта) апоцентр - касается орбиты на которую мы метим. Упрощённо, мы даём два коротких разгонных импульса (выстрела). Вы даете импульс по касательной в перицентре. Легли на эллиптическую орбиту. Когда по инерции долетаете до апоцентра эллипса на противоположной стороне, еще чуть-чуть доразгоняетесь импульсом до круговой орбиты (так делается смена орбит у любого КА уже на орбите). Посчитайте сумму обоих импульсов и энергию. Это - оптимум. Меньше - никак. И эта траектория старта потребует меньше энергии чем сначала подняться на высоту орбиты (импульс вверх) и потом разогнаться там до круговой скорости на данной высоте (импульс по касательной сразу до орбитальной скорости как пушка Ньютона на горе). Любые иные траектории - меджду этими двумя крайностями по-сути (в связи с обходом ракетой атмосферы, например, ну и не зацепить рельеф). Все эти умозрительные разгоны-импульсы-выстрелы тут у меня умозрительно мгновенны. И значит никаких ГРАВИТАЦИОННЫХ потерь не происходит в обоих крайних случаях. Ибо потери на гравитацию это потери связанные с тем что ракета не сразу приобретает орбитальную (или какую другую) скорость и потому вынужденна какое-то время висеть в поле тяготения пока не разогналась до орбитальной или той самой нужной скорости.
И если она разгоняется вечно, тупо висит на месте, все ее расходы гравитационные потери (не важно как они организованы).
Хотя да, ракета на каждую секунду висения тратит куда больше чем АКС.
Сравните затраты на тонну массы висящего вертолёта и висящей ракеты. Они несопоставимы.
И вообще...



Поэтому даже если АКС разгоняется дольше (аэродинамику пока не учитываем) то возможно что гравпотери у него всё же будут в итоге меньше (поэтому Факир про интеграл по траектории не прав, что он будет один). Но это не значит что у AKC грапотерь не будет совсем. Гравитационных потерь не будет лишь в одном случае. Выстрел из пушки Жюль Верна (или Ньютона).




Я так думаю...

Fakir>> Не находишь, что тут некоторое противоречие?
Б.г.> Никакого! Гравпотери тут истинно нулевые, а имеются только и исключительно аэродинамические.

Э! Подъёмная сила крыла - она ж не лоренцева или не магнитная твоего лунного шизошоссе, она не истинно гироскопическая. Она берётся из отбрасывания воздуха вниз.

Б.г.> надо вычесть "бесплатные" 300 м/с за счёт вращения Земли

Да, точно.

Б.г.> И уменьшить гравитационные до 500, пусть даже ценой лишних 250 на а/д, вполне можно.

Ладно, допустим. Может до 500 и можно. Хотя сдаётся мне, что здесь некое не вполне корректное применение терминологии.

Ты можешь показать работу по АКС, где бы ХС была в итоге меньше "обычной ракетной"?
(самопал на салфетке не предлагать!!! слишком сложная траектория)

Б.г.> До какой скорости эжекторы увеличивают тягу? У ВРД удельный импульс на малых скоростях высок, этого никто не отрицает, но он падает с ростом скорости, и тут есть не только технические, но и фундаментальные ограничения. И то, что воздух на 4/5 состоит из балласта, эти ограничения ужесточает, а то, что у балласта молекулярная масса больше, чем у водяного пара, ужесточает гораздо сильнее.

Я не понял почему воздух на 4/5 состоит из балласта?
ВСЯ масса воздуха - это ракетная масса. ВРД собирает ее, дополнительно нагревает и выбрасывает из сопла. И вся она работает как ракетная масс (рабочее тело, пропелент). Никакого балласта там нет.
Вы летите со скоростью, скажем 500 м/с. Вы собрали за 1 с тонну воздуха заборником. То есть получили тормозящий импульс 500 000 кг*м/с. Заставили этот воздух лететь с вами. "Взяли на борт" Но так как соударение было неупругим, то этот воздух нагрелся до некоторой температуры. Кстати, даже формула есть до какой:



Но не суть. Важно что если это происходит адиабатически, то вся энергия набежавшей и захваченной массы осталась в этом воздухе (это конечно идеал). Теперь вы в камере сгорания повышаете температуру этой массы еще. Не важно как. При этом вам даже не обязательно выжигать собранный атмосферный кислород. Вы можете, например, размешать это с более горячим, но менее массивным выхлопом ЖРД (где всё уже давно сгорело). А можете просто нагреть эту тонну, скажем реактором. Более того. Вы даже можете размешать это просто холодной массой (горячую сделать холодной но массивней). Хотя это будет хреново работать но тоже будет работать. Теперь вы всё это варево выбрасываете. Обратный процесс. Там был диффузор (вы плавно останавливали поток) тут у вас конфузор (если дозвук) или сверхзвуковое сопло Лаваля (если вы выбрасываете со сверзвуком) - разгоняете. В итоге эта масса улетает с бо'льшей скоростью чем прилетела, скажем 600 м/с. Вот эти 600-500=100 м/с умноженные на 1000 кг и есть ваша тяга 100 000 кг*м/с/с (импульс за секунду). Это если вы массу не добавляли. Ну если вы размешиваете выхлоп ЖРД, то у вас увеличилась и масса выхлопа. Не тонна, а скажем, полторы. И тяга всё равно (по сравнению с просто ЖРД) у вас вырос и существенно (хотя там масса нюансов при практической реализации). Ну и удельный импульс (как считать на затраченное топливо+окислитель если есть) тоже вырос. И немало.
Да, лучше использовать и забортный кислород. Но не обязательно.
Главное тут в чём?
ЖРД получает тягу в основном за счёт скорости истечения. А ВРД за счёт отбрасываемой массы (которую собирает). И так как эм-вэ-в квадрате-пополам, то ВРД явно выигрывает по затратам энергии на ту же тягу. Чем больше отбрасывает массы с меньшей скоростью тем меньше затраты.
Самый лучший показатель у винта или вентилятора. Но это если никто никуда не летит (скорость полёта =0). Висим на месте и выделываемся как Карлсон.
Нет в мире совершенства!

Fakir> Ты можешь показать работу по АКС, где бы ХС была в итоге меньше "обычной ракетной"?
Fakir> (самопал на салфетке не предлагать!!! слишком сложная траектория)

Пардон, что влажу. Скайлон не подойдет? Хоть и британские учёные, но всё же достойные доверия.



275 325 тонн на старте.
Сухая масса 41 53,4 тонна.
Карго заявлена 15 тонн.
По-сути водородная ракета самолётного взлёта-посадки. На чудо-ВРД разгоняется лишь до 5 махов. И всё это время висит на крыльях. Потом выскакивает за атмосферу (нема дурных гиперзвуком лоб себе жарить) и идёт как чисто ЖРД до 25 орбитальных махов уже считай в пустоте. Ракета-ракетой.

Интересно сравнить с водородной же "Короной" - чисто ракета-башня. Одна ступень. Стартовая масса похожая. 300 т.
Сухая масса - надо искать (если есть). Выводимое карго ~ 7 тонн.

Крылья, получается, дают двухкратный выигрыш?
Если британцы справятся с "саблей", которая у них упорно не хочет работать уже какой десяток лет?
Во-истину, танец с саблями (всё-таки британцы чудовищно упорны и это - восхищает!)

Fakir>> Ты можешь показать работу по АКС, где бы ХС была в итоге меньше "обычной ракетной"?
A.s.> Скайлон не подойдет? Хоть и британские учёные, но всё же достойные доверия.

Ну и ХС - ...?

Меньше 9,5?

Fakir>>> Ты можешь показать работу по АКС, где бы ХС была в итоге меньше "обычной ракетной"?
A.s.>> Скайлон не подойдет? Хоть и британские учёные, но всё же достойные доверия.
Fakir> Ну и ХС - ...?
Fakir> Меньше 9,5?



А что вы хотите от заполненных баков, положенных набок и подвешенных на крылья как вёдра у бабы на коромысло?





Скажите спасибо, что в оба "ведра" налили водород. Флюид с плотностью 71 кг/м³. На том, видимо, массо-прочносной расчёт и сошёлся. Хотя и 9.5 325/53~ 6... Но всё равно, в сравнении с "Короной" обещают по-сути двойной выигрыш в выводимой массе (если не врут)!
Теоретически.
И там и там - всё теоретически. И вопрос за счёт чего?
Часть - это то, что до 5 махов горит лишь водород. А кислород они берут из атмосферы (да и рабочее тело тоже, то есть импульс в начале у них недетский). Но 5 махов, это пятая часть всей скорости, то есть 25 часть всей сообщённой полезной энергии. То есть на разгоне, можно сказать, они за счёт хитрых "сабель" почти ничего не выигрывают именно как ракета (хотя... надо считать по ф. Ц.)
Значит почти весь выигрыш- крылья и низкие гравитационные потери.
Мало того что крылья, так еще и ВРД на начальном участке полёта (где гравитационные потери у обычных ракет самые большие).
Но вычленить - сложно.

***

Если проводить аналогии с бабами, которые как-то носят тяжести, то вот аналог и секрет успеха (ажурности) обычной ракеты-башни (с в основном продольными нагрузками):