Межпланетный Транспорт: двигатели и стратегии

[AlexAV]

Это считается вполне достигнутая уже емкость аккумуляторов (и далеко не предел).

Для перезаряжаемых аккумуляторов близко к пределу. Однако, если использовать не перезаряжаемый аккумулятор, а одноразовые батарейки, то там есть такие электрохимические системы как Li-SOCl2, там можно где-то до ~700 Втч/кг. Последнее значение скорее всего вообще близко к абсолютному пределу для любого возможного электрохимического источника тока, исключая, возможно, металл-воздушные элементы. 

[olenellus]

Понятно. Спасибо! Никогда над этим не задумывался. Суть в том, чтобы после разгона оставить двигаться рабочую массу с (почти) той же скоростью, с которой она двигалась вместе с ракетой перед разгоном. То есть, получается, мы сначала разгоняем часть рабочего тела вместе с ракетой, а потом, увеличивая скорость выхлопа, отталкиваемся от неё так, чтобы конвертировать переданную ей энергию в движение оставшейся ракеты. А для ракеты с постоянной или плохо регулируемой скоростью истечения надо оптимально будет (по критерию конверсии энергии) использовать такой режим (такую скорость истечения), что центр масс всего выхлопа будет двигаться с той же скоростью, что и ракета до разгона. Век живи — век учись.

Посыпаю голову пеплом:

Да, Gleb1964 молодец! Ключевая ошибка расчёта оптимальности по Семёнову — неучёт начального разгона до ненуловой скорости.

Давайте переформулируем задачу. У нас есть ракета с фиксированным массовым числом и с фиксированным бюджетом внутренней энергии, но с переменной скоростью истечения. Вопрос: какой режим истечения нужно выбрать, чтобы при данных параметрах получить наибольшее приращение импульса ПН (при разгоне в пустоте по прямой)?

Ответ. Профиль скорости истечения должен быть таким, чтобы в каждый момент времени скорость истечения была равна текущей скорости ракеты в системе отсчёта старта плюс скорость всего отброшенного рабочего тела в той же системе отсчёта при гипотетическом разгоне той же ракеты в импульсном (пушечном) режиме.

Добавил.
Что в пределе бесконечно большой массы рабочего тела и даёт режим Семёнова.

[Mercury127]

Mercury127, признайтесь что вы запутались.

нет.

Насос тут - по-сути длинный канал от оси к ободу.

замечательно. я так и понял.
а вот вы НИХРЕНА не поняли, что поток через этот канал будет ограничен ВХОДНЫМ давлением, а на выходе будет течь в режиме "то пусто, то густо". выходные 300 атм вы получите, только если закроете конец трубы.
я не собираюсь вам больше ничего объяснять, тк все НУЖНОЕ уже написал в предыдущем посте. если человек действительно инженер - он поймет.
а еще, дядь Сашь, при всем моем к вам уважении, имею честь вам доложить, что вы явно нимножка обурели от безнаказанности.
я, если что, человек деревенский, выражаться умею, но брезгую, в силу наличия в прошлом хорошего воспитания.

[alex_semenov]

Да, Gleb1964 молодец! Ключевая ошибка расчёта оптимальности по Семёнову — неучёт начального разгона до ненуловой скорости.

Вы решили меня и здесь достать?
Хорошо. Покажите где здесь это не учтено?

Берется K_f - финальная кинетическая энергия, вычетается K₀ - начальная кинетическая энергия системы. И делится это на финальную кинетическую энергию. То есть потерей в системе квазиидеального ракетного движителя как раз и считается та энергия, которая затрачена на придание всей стартовой массе (пустой ракеты плюс все начальное топливо) начальной v₀, отличной от 0.
То есть все учтено.

Mercury127, признайтесь что вы запутались.

нет.

На нет и суда нет.
А я всегда когда лоханулся - признаюсь. И не вижу доблести упрямо делать хорошую мину при плохой игре (когда понял что лоханулся)
То есть люди проектировавлие Ротан, тупые как валенки.
А вы глянули и все увидели!

а вот вы НИХРЕНА не поняли, что поток через этот канал будет ограничен ВХОДНЫМ давлением, а на выходе будет течь в режиме "то пусто, то густо". выходные 300 атм вы получите, только если закроете конец трубы.

Для 300 атм там не хватит центробежной силы. Оборотов. Хорошо если будет 50.
То что вы тут объясняете - никаким боком к начальному спору. Да, канал на входе насоса должен обеспечивать расход массы (кг/сек, литр/сек) в насосе. Но это определяется диаметром трубы. Никак не наддувом. Наддуву же достаточно быть таким, что бы он компенсироват ТРЕНИЕ жидкости по всей магистрали. Гравитацию жидкости преодалевать не надо (как в примере с колодцем на даче). Напротив. Жидкость из бака течет сверху вниз и уже это создает дополнительное давление (а когда начнется ускорение и перегрузка, это дополнительно поддавит жидкость), которого более чем достаточно чтобы преодолеть трение о стенку трубы. А если в баке есть еще наддув пару атмосфер, то какие проблемы с питанием насоса?
Что тут можно придумать? Гм...Ну взять очень тонкую трубу. Тогда скорость потока и трение о стенки может увеличится до описаной вами проблемы.
Наверное...

Меркури. Лучше ответьте вот на что.
Вы СОГЛАСНЫ что ЛЮБОЙ насос сосет на своем входе с той же силой (давлением) что  дует на выходе?
Это раз.
Два. Сосет или дует зависит не от конструкции насоса а от того куда вы подключились. К выходу или входу.
Верно?
У вас пылесос дома есть?
Поэксперементируйте. Будете несказанно удивлены!

[Mercury127]

Вы СОГЛАСНЫ что ЛЮБОЙ насос сосет на своем входе с той же силой (давлением) что  дует на выходе?

Вы сами то поняли, что написали?

[alex_semenov]

Для перезаряжаемых аккумуляторов близко к пределу. Однако, если использовать не перезаряжаемый аккумулятор, а одноразовые батарейки, то там есть такие электрохимические системы как Li-SOCl2, там можно где-то до ~700 Втч/кг. Последнее значение скорее всего вообще близко к абсолютному пределу для любого возможного электрохимического источника тока, исключая, возможно, металл-воздушные элементы. 

Лучшая мысль, которая у меня есть "как у художника" сейчас - сделать в центральной части днища противомаховик, который через редуктор раскручивается в противоположную сторону и создает компенсирующий момент инерции против вращения двигательного кольца. Он диаметром и массой меньше (чем меньше тем лучше, значит скорость вращения куда больше, но предел тут - центробежная нагрузка на сам маховик). И что бы эта масса не была просто балластом (жалко же) я думаю его следует сделать таким хорошим перезаряжающимся аккумулятором.
Тогда мы сможем данный двигатель останавливать и пускать в полете несколько раз. Маховик гасит вращение, а аккумулятор разряжать при старте и опять заряжать при работе двигателя. Быть слишком емким ( Дж/кг) ему особо и не понадобится, если у него будет вторая функция компенсации момента вращения.
Главная сложность.
Все-таки такой ротор, да 720 об/минуту не бог весть что. Но 6 метров карусель... Тут могут быть чисто механические сложности. Все таки мощность очень большая.
Может статься так что силовая конструкция просто окажется слишком тяжелой.
Еще опасения.  Собственно наличие массы мелких камер сгорания вместо одной- трех весового изящества конструкции не придает.
Ведь вся эта карусель затевается с одной и только одной целью - обеспечить  истинную многоразовость, а не переборку двигателя после каждого пуска.

[alex_semenov]

Вы сами то поняли, что написали?

Как вы меня достали! Хорошо. Глупость написал. Давление можно создавать только на выходе. Я спутал расход на вхоже и выходе с давлением. Каюсь.
Но главный тезис - роторный насос будет работать в ЖРД как надо. Верно же?
Сдавайтесь!

[Андрей Астрофизический]

То есть люди проектировавлие Ротан, тупые как валенки.

А вдруг, оно так и есть?

[alex_semenov]

Так.  О многоразовости ВООБЩЕ.

Есть такое видео канала Альфа Центавра, посвященное любимому Маску:

ВСЁ О ПОСАДКАХ РАКЕТ: ПОСАДКА СТУПЕНИ SPACEX

Там есть прикидка выгоды, которую получает Маск от многоразового Фалкона-9.
Сначала стоимость новой ракеты:



Потом расчет выгоды от десятикратной одноразовости:



Я решил эту логику чуть облагородить приведя все важные параметры к безразмерным долям и расширить картинку в график в трех по-сути измерениях:



Тут показана по-сути идеальная ситуация. Система является ПОЛЬНОСТЬ многоразовой (нет теряемого головного обтекателя, нет теряемов второй ступени. Теряется только топливо. Оно на каждом пуске "одноразовое" и его доля 0.004 как мы выше считали по ценам топлива в наше время).

Интересная картинка для медитации?

[alex_semenov]

А вдруг, оно так и есть?

Блин!!! Андрей и вы думаете что центробежный насос будет сосать на не качать?
Это что? Заговор?!
Тогда я удаляюсь на сутки как товарищ Сталин на ближнюю дачу в июле 41-го...

[Андрей Астрофизический]

Интересная картинка для медитации?

А теперь представить такую же по Starship/FSH ...

Вообще, как бы интересная мысля. Для форсирования всяческих деятельностей в космонавтике, имеет очень не последнее значение, СТОИМОСТЬ килограмма на орбите.
SpaceX, сделав многоразовую F9, снизила СЕБЕСТОИМОСТЬ этого килограмма на орбите. Но, СТОИМОСТЬ-то, осталась практически та же, что и до Маска. Он только чуть-чуть ниже поставил, чем у конкурентов.
Старшип обвалит СЕБЕСТОИМОСТЬ еще ниже. А, что тогда будет со СТОИМОСТЬЮ?
Как бы, ничто не мешает Маску так и оставить ее прежней. До тех пор пока не изволят таки появиться какие-нибудь конкуренты с такой же СЕБЕСТОИМОСТЬЮ. (Читай - такими же летными изделиями). А это как-то не скоро видится.
Либо, вернее. СЕБЕСТОИМОСТЬ будет использоваться для того чтобы предлагать человечеству те услуги, которые SpaceX считает уместными. Как тот же Старлинк. А все прочее - по старым, до-многоразовым, ценам.

Андрей и вы думаете что центробежный насос будет сосать на не качать?

Нет конечно. Центробежный насос - аналог водопада. Вода сама падает туда, куда ее качают, сосать ее не требуется.
Моя реплика относилась к общей сумме вопросов, возникающих к этой странной конструкции.

[alex_semenov]

А вот как все выглядит при b =0.04
То есть, если топливо подорожает в 10 раз (выше я считал что добытое на Луне, Марсе, астероидах синтетическое топливо в самом лучшем случае будет дороже в 10 раз чем сейчас оно стоит на Земле) или скажем в многоразовой системе появятся некие одноразовые компоненты (скажем сбрасываемый бак), которые увеличат долю коэффициента b в 10 раз.
Обратите внимание насколько мало отличаются графики n=100 и n=1000.



На рисунке есть все что вам нужно что бы построить себе такие графики и попробовать поиграться с параметрами самим.

[Андрей Астрофизический]

поток через этот канал будет ограничен ВХОДНЫМ давлением, а на выходе будет течь в режиме "то пусто, то густо". выходные 300 атм вы получите, только если закроете конец трубы.

Нет.
Что делает центробежный насос? создает "искусственную гравитацию" путем вращения. И давайте для образного представления, заменим искусственную настоящей.
Что тогда получается. У нас бак, резервуар с топливом. На дне его некое ненулевое давление, >1 атм., т.к. он заполнен ЖИДКОСТЬЮ. Это важный момент.
И со дна бака у нас идет ВЕРТИКАЛЬНО ВНИЗ труба длиной 3км. Представили? Вот это и есть циркуляционный насос.
Вся эта труба заполнена жидкостью. Нет в ней никаких разрывов потока, это столб жидкости, которому позволено падать. И не будет там разрывов. И внизу трубы будет хлестать фонтан с давлением 300+(давление в баке) атмосфер. До тех пор пока в баке что-то есть.

[AlexAV]

SpaceX, сделав многоразовую F9, снизила СЕБЕСТОИМОСТЬ этого килограмма на орбите.

А откуда это известно? Т.е. где опубликованы бухгалтерские документы, где это можно увидеть?

Но, СТОИМОСТЬ-то, осталась практически та же, что и до Маска.

На самом деле наиболее вероятно, что публикуемая коммерческая стоимость практически равна себестоимости (т.е. себестоимость ниже её не более, чем на 15 - 20 %). Практически для любой коммерческой деятельности это так. И именно это предположение нужно рассматривать как основное до тех пор пока не появятся публикации бухгалтерской документации, показывающей что-то другое.

Практически всегда отсутствие снижение цены предложения практически равносильно отсутствию снижения реальной себестоимости.

[olenellus]

Хорошо. Покажите где здесь это не учтено?

Там всё криво. У меня три возражения.

Первое. Самое безобидное. Почему за КПД берётся отношение разности энергий к конечной полной энергии? Обычно берут отношение энергии, потраченной с пользой, к полной энергии, как это и предполагает сокращение КПД. Зато Вы подстраховались. В такой трактовке получить КПД больше единицы, действительно, никак не получится. Но можно сделать его отрицательным, причём, сколь угодно малым. Для этого требуется всего лишь посмотреть на стартующую ракету из других движущихся систем отсчёта. Но об этом дальше.

Второе. Ваша величина не инвариантна относительно преобразований Галилея. Различные наблюдатели, движущиеся с различными взаимными скоростями, насчитают разные КПД для одной и той же разгоняющейся ракеты — от 1 до минус бесконечности.

Третье, как парирование возможного возражения на второе. Хотя формально формула остаётся такой же, если заменить значение v0 на любое другое, на деле это предполагает разный режим разгона (разные скорости истечения на тех же самых этапах выработки рабочего тела). Получается что капитан ракеты (или автомат) должен знать, какой рак с какой горы его наблюдает, чтобы правильно управлять ракетой.

Ну и наконец ответ на сам вопрос. В этих рассуждениях не учтена энергия, требующаяся для разгона ракеты до v0 в рассматриваемой системе отсчёта. Если что (если именно таким будет ответ на возражение 1), она не равна кинетической энергии оставшейся части ракеты, уже движущейся со скоростью v0.

[alex_semenov]

olenellus, блин, черт дернул залесть и прочитать вас.
Пока стоял под душем - думал, что же не так?
С чем соглашусь сразу. Да КПД считается не так. Это похоже на КПД тепловой машины но только похоже. Я списывал в потери энергию, предвалительно полученную ракетой перед началом квазиидеального разгона. Но это не потеря. Это тоже уже полезная энергия. Какие были потери при этом предварительном разгоне - не ясно ибо не ясен механизм этого предварительного разгона до v₀. То что я так считаю можно условно назвать коэффициент квазиидеальности.
И тогда да. Пересечение графиков двух ракет (кпд ракеты с постоянным истечением и коэфициент квазиидеальности) рассматривать глупо. Мы сравниваем разные вещи.
Про системы отсчета и Галилея. Я не понял почему вы все за них уцепились? Галилеевы преобразования мыслимы лишь в инерциальных системах. В процессе разгона (когда аппарат движется с ускорением) преобразования не работают (кажется, не помню уже). В любом случае есть три системы где нужно рассматривать сохранение энергий. А - где v₀=0, В - где v₀ >0 (и уже не меняется). C - где v квазиидеальной ракеты уже не меняется (разгон окончен). Энергия должна сохранятся (плюс выделившаяся в двигателе) при переходе из любой в любую между этими тремя. Кажется так (надо уточнять). Все остальные - идут в сад.
И я не понял как получить отрицательные значения из выведенной мной формулы "КПД"?
Все остальные - позже.
Сейчас мне над бежать.

[Mercury127]

Хорошо. Глупость написал. Давление можно создавать только на выходе. Я спутал расход на вхоже и выходе с давлением. Каюсь.

это хорошо, что вы признаете свои ошибки...
там ниже Андрей написал про водопад. вот именно водопад и будет у вас...
более того, поскольку ускорение будет расти при приближении к выходному концу, т о лучшием пмрибдлижэением будет не земной водопад, а падающий в неоднородном гравиполе релитивисткого объекта...

Вся эта труба заполнена жидкостью. Нет в ней никаких разрывов потока, это столб жидкости, которому позволено падать. И не будет там разрывов. И внизу трубы будет хлестать фонтан с давлением 300+(давление в баке) атмосфер. До тех пор пока в баке что-то есть.

нет. пока в ТРУБЕ что то есть.
а из трубы будет вытекать быстрее, чем втекать из бака.
в конец концов вв определенной точке трубы вода разорвется. и дальше будет падать КАПЛЯМИ.
ТАК ПОНЯТНО?
вы тут вспомнили про водопад. ОЧЕНЬ УДАЧНО ВСПОМНИЛИ.
водопад падает КАПЛЯМИ. иногда большими, с автобус размером. но эти капли между собой ничем не связаны.
в водопаде нет гидростатического давления, как в трубе. капли при остановке создают УДАРНОЕ давление.
и это УДАРНОЕ давление будет прыгать от 0 до максимума, но среднее будет равно давлению на входе.

[Mercury127]

среднее будет равно давлению на входе.

Хотя здесь я, конечно, наврал...
Внизу будет больше.
Но до давления столба в любом случае будет далеко.

[AlexAV]

Но синтетический, наверное будет в 2-3 раза дороже?

При малотоннажном производстве большая часть производства  - не электроэнергия и реактивы, а капитальные затраты. Если метан будет использоваться только в ракетной технике, то с его ценой будет тоже, что и с НДМГ. Синтез НДМГ сам по себе простой и в общем по стоимости энергии и реактивов копеечный (дороже метана, конечно, но на реактивы и энергию там никак больше 1 $/кг не уходит). А реальная цена вот такая (https://www.rbc.ru/rbcfreenews/559d36679a7947d934df159f):

Последний контракт был заключен в марте 2015 года, по нему в этом году будет поставлено 150 т гептила на общую сумму 102 млн руб. (680 тыс. руб. за тонну).

Это цифры за 2015 год, соответственно получается около 11 $/кг, т.е. где-то на порядок больше, чем стоимость сырье и энергии на его получение. Все из-за малых объёмов производства и, соответственно, большой доле капитальных и фиксированных затрат. Если метан останется только в ракетной технике, то тут нужно будет ориентироваться на близкие значения.

[sharp]

На самом деле наиболее вероятно, что публикуемая коммерческая стоимость практически равна себестоимости (т.е. себестоимость ниже её не более, чем на 15 - 20 %). Практически для любой коммерческой деятельности это так. И именно это предположение нужно рассматривать как основное до тех пор пока не появятся публикации бухгалтерской документации, показывающей что-то другое.

Практически всегда отсутствие снижение цены предложения практически равносильно отсутствию снижения реальной себестоимости.

Ну, во-первых, снижение всё-таки было: пуск Протона до Ф9 стоил 100 лямов, Ф9 вышел на рынок с ценником в 60, и до сих пор этот ценник не поднимался (что делает сильно маловероятными высказывавшиеся предположения о демпинге).

Во-вторых, в рыночной экономике цена формируется балансом спроса и предложения. Соответственно, зачем снижать цену сильно ниже рынка, если хорошо продаётся и по нынешней цене?

В-третьих, хотя у нас и нет документов по доходам-расходам SpaceX, но о прибылях можно судить по текущим вложениям корпорации: далеко не самая дешёвая разработка и тесты Старшипа, не дающие немедленной прибыли пуски Старлинков. Полагаю, основной источник финансирования, именно собственная прибыль с коммерческих пусков.