Межпланетный Транспорт: двигатели и стратегии

[crazy_terraformer]

Но суть в том что способов нагреть воду до перегретого пара существует масса разных.

быстро и на месте (без насосов и прочего) - только один: реакция растворов в воде или с самой водой.
но если мы хотим мгновенно - то нужно растворить вещества, в норме между собой или водой не реагирующие (пассивные), но начинающие реагировать по триггеру (активация) - вспышке, звуку, удару, итд. но в любом случа масса этих веществ будет сопоставима с массой воды.

Раствор солей урана-235 в тяжёлой воде. Хранение в извитых каналах бака(распечатываем на 3dпринтере)переплетающихся между собой. Материал — поглотитель нейтронов. Тяжёлая вода позволяет уменьшить критическую массу и соответственно концентрацию соли урана....

[tydymbydym]

Вопрос в том что бы понять как на самом деле. И желательно понять нам обоим.

Мне когда делать нечего, я ракеты считаю в модельках всяких, самописных обычно. В принципе, они не слишком точные - задачи ловли блох и тысячных перед собой не ставлю. Но реальные ракеты считаются с неплохим совпадением по массе выводимой нагрузки. Из чего я делаю вывод, что озвученные мною потери - они тоже неплохо описывают картину мира. В случае двойного учета гравитации были бы у меня постоянные неувязки в ХС процентов на 10, а в ПН и того больше, чего в расчетах не наблюдается

[alex_semenov]

Я не понял - вы теорию читали?

Да. И я не доволен ею.

Это вики. И там не понятно написано.

 

Гравитационные потери возникают из-за того, что ракета, стартуя вертикально, не только разгоняется, но и набирает высоту, преодолевая тяготение Земли, и на это также расходуется топливо.

Проблема в чем? В этом определении? Что преодолевать тяготение приходится ДАЖЕ НЕ НАБИРАЯ ВЫСОТУ! А уже имея нужную высоту но не имея скорости. Просто пока разгоняешься горизонтально ты должен все равно преодолевать гравитацию. Не набирая высоты.
И куда СПИСЫВАТЬ эти потери?
Будете спорить?
Энергия затраченная на набор высоты - "гом_но вопрос!" Не стоит выеденного яйца!
И эту "потерю" вынь да полож. Не важно как она учитывается или называется в высокоумных теориях.
Но есть вторая затрата.
И вот она - вариабельна. От массы параметров ракеты и траектории даже. Вот эту вторую я и назвал гравитационными потерями.
А там где вы меня ткнули. Там есть масса нестыковок с моей теорией потерь. Там все меряется от РАКЕТНОЙ скорости.
Но сама ракета имеет инерционные потери как привод.
То есть теория там описанная - куцая.
Мне не понравилась, в общем...

Единственное что я там почерпнул - потери на управление. Это я сам не додумался... Да... Но сама метода мерить потери ПРИВОДА от идеальной скорости ракеты (характеристической) - неверная в самой основе.
Я как звездолетчик ракету считаю одним из видой движителей у которого есть свои собственные особенности и теория его энергетических потерь, что выше и изложил.
То что по ссылке - это очень узко. Хотя местами возможно и умней чем у меня.

[Александр Овчар]

Я услышал это. Да, если я поднимаюсь вверх, а потом падаю зеркально, я получаю вертикальную скорость вниз.

Надо падать с работающим мотором.Тогда после падения скорость будет в 2-5 раз больше чем от падения в свободном полете. Имхо Маск кувыркает свой 10-й для отработки маневра Оберта в верхних слоях

[alex_semenov]

Надо падать с работающим мотором.Тогда после падения скорость будет в 2-5 раз больше чем от падения в свободном полете. Имхо Маск кувыркает свой 10-й для отработки маневра Оберта в верхних слоях

Я уже подумал. Но вообще говоря это создаст новые гравпатери. Идея в чем? Пусть примитивно но РАЗЛОЖИТЬ на вектора затраты.  Радиальные  - это гравитационные,  По касательной - это "затраты" на разгон. Инерционные. Они у ракеты тоже есть.
Я же как считаю кпд ракетной системы? Я считаю через энергию на орбите и через химическую энергию топлива. Но ракета в вакууме без сил гравитации с идеальным двигателем (то есть масса m отбрасывается со скорость u без теплового движения) все равно имеет свою эффективность как движитель. Энергия всей отброшенной массы не равна кинетической энергии пустой ракеты. Верно? Это инерционные потери. О них я нигде не читал. Я это сам "придумал". И если считать кпд привода так как я считаю, потерю на инерцию тоже надо учитывать. А по сслке у вас об этом - ни звука. И ясно почему. Там потери считаются от характеристической скорости ракеты. То есть инерционные потери уже вынесены "за скобки"

Вот не зря Иван Моисеев проклинает любые подобные расчеты... Тут действительно легко запутаться...

[tydymbydym]

Проблема в чем? В этом определении? Что преодолевать тяготение приходится ДАЖЕ НЕ НАБИРАЯ ВЫСОТУ!

Я об этом с утра писал, осмысляя определение из Вики относительно гравитационных потерь самолета. Перекликается в каком-то смысле.
Не думайте о тех потерях, которые происходят без набора высоты как о константе, данной нам свыше. Это очень переменная и переменчивая величина, которая зависит от нескольких условий. И, в предельных случаях, может вообще быть нулевой - почему нет? Это же функция от тяговооруженности, тангажа, подъемной силы тела ракеты и пр., пр., пр.

[Александр Овчар]

Я не понял - вы теорию читали?

Да. И я не доволен ею.
 
Это вики. И там не понятно написано.

 

Гравитационные потери возникают из-за того, что ракета, стартуя вертикально, не только разгоняется, но и набирает высоту, преодолевая тяготение Земли, и на это также расходуется топливо.

Проблема в чем? В этом определении? Что преодолевать тяготение приходится ДАЖЕ НЕ НАБИРАЯ ВЫСОТУ! А уже имея нужную высоту но не имея скорости. Просто пока разгоняешься горизонтально ты должен все равно преодолевать гравитацию. Не набирая высоты.
И куда СПИСЫВАТЬ эти потери?
Будете спорить?
Энергия затраченная на набор высоты - "гом_но вопрос!" Не стоит выеденного яйца!
И эту "потерю" вынь да полож. Не важно как она учитывается или называется в высокоумных теориях.
Но есть вторая затрата.
И вот она - вариабельна. От массы параметров ракеты и траектории даже. Вот эту вторую я и назвал гравитационными потерями.
А там где вы меня ткнули. Там есть масса нестыковок с моей теорией потерь. Там все меряется от РАКЕТНОЙ скорости.
Но сама ракета имеет инерционные потери как привод.
То есть теория там описанная - куцая.
Мне не понравилась, в общем...
 
Единственное что я там почерпнул - потери на управление. Это я сам не додумался... Да... Но сама метода мерить потери ПРИВОДА от идеальной скорости ракеты (характеристической) - неверная в самой основе.
Я как звездолетчик ракету считаю одним из видой движителей у которого есть свои собственные особенности и теория его энергетических потерь, что выше и изложил.
То что по ссылке - это очень узко. Хотя местами возможно и умней чем у меня.
 

Все нормально. гравпотери - это потери не Джоулей, а в скорости. Разраб знает, что орбитальная  8000 м/с . Но что бы ее получить, он должен разогнаться до условной 9500 м/с. Где эти 1500 м/с - это потери в скорости от гравитации,от трения, от управления. Это как плыть на плоту с парусом на моторе против ветра. Если скорость ветра 10 м/с, а плота в штиль -20 м/с = то мотор должнен разгонять плот на 30 м/с (относительно воды).

Джоули считать особо не надо. Что бы ракета не упала по баллистической - она должна просто разогнаться до 8000 м/с. Но расчет мотора - на разгон до 9500 м/с. так как 1500 м/с - ракета потеряет за счет а) g  * время полета * соs(y)
б) трения о воздух, что зависит от высоты
в) на маневры

[tydymbydym]

Я считаю через энергию на орбите и через химическую энергию топлива. Но ракета в вакууме без сил гравитации с идеальным двигателем

Вот вы сейчас что пытаетесь сделать? Переизобрести Мещерского с Циолковским? Нет, так-то понятно... но для химических ракет всё описывается ими достаточно исчерпывающе, наверное. Мне даже не совсем понятен смысл вычисления эффективности движителя, к примеру. Другого, кроме реактивного, у нас пока нет и долго не будет еще, а сравнивать именно ракеты (в первую очередь те что с поверхности и до орбиты) по массе топлива и конструкции как бы не удобнее всего - остальное у них и так на одинаковых принципах. Это я всё не про межзвездные корабли, а именно про те ракеты, что от поверхности.
Тут скорее экономика выходит на первый план - почему американцы используют ТТРД, к примеру, почему не полируют бесконечно свою Дельта-4 с "идеальной" (и очень экологически чистой) топливной парой. Зачем нам, к примеру, паровой бустер и почему он должен выйти дешевле Морского Дракона

[Андрей 2]

Вот этот зверь хороший, ТУ-674, спроектирован в конце 80-х о нём очень мало инфы, буквально крохи, кстати на самолёте - носителе в оригинальной версии на 6 двигателей меньше чем показано: https://www.buran.ru/htm/foto9.htm#tupolev_aks

http://www.youtube.com/watch?v=S3fAm8TGP1U#

Этот аппарат по идее более грузоподъёмен чем МАКС, и от него ничего не отваливается  в отличии от МАКСа, за которым водится такой "грешок" 

[SpaceEngineer]

Как не верти, но "шаттла" как ПРИВОД был в 2 раза эффективней классической ракеты Сатурн-5!!! Великан и малышь выводили одинаково! Очевидный факт! Малыш был гениалным. Хотя все это было съедено нафик идиотским балластом самого космоплана и крыльями. Великое и смешное в одном флаконе!
Наглядная демонстрация насколько можно все-таки оптимизировать ракету, выходящую на орбиту!
Реально можно и нужно!

По идее, SLS это и есть такой "оптимизированный шаттл". Без крыльев, космоплана, и вообще одноразовый.

[tydymbydym]

По идее, SLS это и есть такой "оптимизированный шаттл". Без крыльев, космоплана, и вообще одноразовый.

Немного недооптимизированный... не могу понять, откуда у них такая любовь к запуску верхней ступени на старте? Прям какой-то мазохизм многолетний

[crazy_terraformer]

Этот аппарат по идее более грузоподъёмен чем МАКС, и от него ничего не отваливается  в отличии от МАКСа, за которым водится такой "грешок" 

Бумага всё стерпит. Хде, Вас спрашиваю, рабочий экземпляр?

[Андрей 2]

У него спросите:

https://www.youtube.com/watch?v=Jk-lXwyT1cM

Всё хозяйство ему было передано.

Но об этом не здесь.

[SpaceEngineer]

Кстати, всегда удивлял этот изгиб его движков. Это тоже наверное что-то значит в смысле динамики полета этого РАКЕТОПЛАНА...

Это для облегчения взлета с ВПП. Крылышки-то рудиментарные, а поднять надо 250 тонн. Имхо, уродливое, некрасивое решение. А, как известно, некрасивые самолёты плохо летают...

[SpaceEngineer]

Ротоватор - это мегаструктура. Не интересно. Просто потому что это не прорыв в космос. Это когда вы уже там обосновались...

Ротоватор это не мегаструктура. Это просто трос несколько сот км длиной, центр масс которого движется по такой (экваториальной) орбите, что каждый конец описывает циклоиду относительно земной поверхности. Весить такая штука будет много, но вывести ее можно несколькими пусками Суперхэви, в отличие от.

[SpaceEngineer]

Но суть в том что способов нагреть воду до перегретого пара существует масса разных.

Ядерная бомба! Эдакий летающий КВС с дыркой-соплом. Идеально сочетается с "Орионом".

[SpaceEngineer]

Я тут не вижу особой проблемы для маневра "ход конем"!

Я-то считал для ядерного МиГа, который с помощью ТРД разгоняется до 2 махов. Это всего 0.7 км/с, так что до 250 км он не допрыгнет.
У вас же 2 км/с, это уже типичная первая ступень. Ну и смысл тогда делать Г-образный профиль выхода? Все ракеты загибают траекторию плавно, и минимизируют участки инерциального полета (не успела отделить ступень, как уже зажигает двигатели следующей ступени). Наверное, это не с проста, и такой профиль эффективнее?

[Андрей 2]

Вот нашёл фото вроде бы выставочного образца Скайлона.
https://aboutspacejornal.net/2019/08/16/skylon-mach-5-%D0%B2-%D0%BB%D1%8E%D0%B1%D1%83%D1%8E-%D1%82%D0%BE%D1%87%D0%BA%D1%83-%D0%BC%D0%B8%D1%80%D0%B0-%D0%B7%D0%B0-4-%D1%87%D0%B0%D1%81%D0%B0/

[olenellus]

Скорость истечения должна быть как можно ближе к скорости разгоняемого.
Поэтому КПД РДТТ выше на первой ступени, чем у керосина.

Не первый раз встречаю такие рассуждения у Семёнова. Но что имеется в виду? Самое непонятное, откуда ракета знает, с какой скоростью она движется относительно наблюдателя, измеряющего КПД?

[noxx77]

Раствор солей урана-235 в тяжёлой воде.

Почему не плутония? 238го урана сильно поболе будет.