Гуру чегой-то сегодня не в себе.
Скорость истечения должна быть как можно ближе к скорости разгоняемого.
Поэтому КПД РДТТ выше на первой ступени, чем у керосина.
Александр, вы перепутали КПД.
Не зря Иван Моисеев идейно плюёт на расчеты любых эффективностей. В их подсчете (бухгалтерии) запутаться -раз плюнуть.
Вы запутались тоже.
Еще раз. Я выше давал лекцию с отступлениями...
ПРИВОД. Его общий КПД - k отношение полезной энергии к затраченной. Полезная энергия - К - кинетическая орбитальная и H - потенциальная, подъема на орбиту.
Затраченная - энергия Q всего топлива, которое сгорело при выведении системы на орбиту.
Так, мы посчитали что у Сатурна-5 общий КПД 10.9%, у Шаттла 15,1% у "Короны" вообще чудо 31,4% (не верится даже!).
Такой расчет - прост.
Но дальше...
Куда девается ОСТАЛЬНАЯ энергия?
Это расходы. Но что за расходы? Их надо все учесть, понять что бы минимизировать. Верно?
Так вот. ВНИМАНИЕ!
Любой привод это ДВИГАТЕЛЬ и ДВИЖИТЕЛЬ.
Эффективность привода это эффективность
двигателя k'' умноженная на эффективность
движителя k'k=k''k'
Когда мы считали звездолеты в пустоте вне влияния гравитации мы тоже так считали. Отдельно эффективность двигателей, отдельно -движителей.
Так вот. То что я спрашиваю про эффективность РДТТ "шаттла" - это про
k'' - эффективность двигателя.
С какой эффективность химическая энергию Q превращается в кинетическую энергию отбрасываемой массы? И я получит 27-30%.
А то что вы говоите - это СОСТАВНАЯ часть эффективности
движителя k'У ракеты-звездолета эта эффективность почти полностью состоит из инерционной эффективности. То есть как привод борется с инерцией. Он настолько у звездолетов подавляющ, что прочими потерями мы как бы и пренебрегаем. И оптимизируем эффективность движителя-ракеты только по нему.
Но в случае ракеты, выгребающейся из гравямы мы имеем еще ряд проблем.
Их три. Cчитаем.
1. Инернция. Все та же инерция. Разгон до 8 км/с
2. Гравитация. Подъем на высоту 200 км
3. Сопротивление воздуха (тут нет полезной работы, тут только потери)
Поэтому и общая эффективность движителя k' считается как произведение всех трех эффективностей.
k' = k
1k
2k
3по порядку - инерционная эффективност движителя, гравитационная эффективность движителя и эффективность борьбы с сопротивлением атмосферы.
Соответственно потери:
1-k
1 - инерционные потери
1-k
2 - гравитационные потери.
1-k
3 - потери на сопротивление среде (так как тут нет полезной работы, то и эффективность этого процесса мы тупо считаем через потери k
3=1-p
3)
Зачем вся эта бухгалтерия (где черт ногу сломает)?
Если мы хотим построить отличную ракету-носитель мы должны ОПТИМИЗИРОВАТЬ все эти потери в минимум.
Не каждую в отдельности (падает одна- растет другая или сразу две), а именно оптимизировать сразу все три.
В этом сложность оптимизации
движителя.
С
двигателями - все проще. В случаи ракет - точно.
Они - сами по себе. Хотя если в деталях тот тут тоже все завязано на прочее. То же клиновоздушное сопло, например. Но это уже совсем тонкая задача.
Мы же огрубляем пока.
Пэтому мы легко k'' эффективность двигателя выносим как константу. Считаем и оптимизируем по другому факультету. Двигателей. 2-й факультет ХАИ.
А движитель - это собственно сам полет летательного аппарата. Его эффективность складывается из трех очень сложно. Это 1-й факультет ХАИ.
Улавливаете?
Что с этими тремя эффективностями?
Инерция (инерционная эффективность) k
1 - кажется, остается самой главной и у ракеты-носителя по абсолютной величине. Ибо скорость уже огромна и именно инерция сжирает почти все ПОЛЕЗНО ЗАТРАЧЕННОЕ топливо. Мы посчитали что подъем на высоту - это 10-20% от полезной энергии разгона, ну а сопротивление атмосферы вообще менее 1% (хотя тут есть недоучтенная тонкость. Но не будем пока).
Но то что полезная гравитационная энергия так не велика, это не значит что расходы на борьбу с гравитацией тоже пропорционально малы в общем балансе всех затрат.
Улавливаете? Если ракета ме-е-е-е-е-дленно поднимается, то не важно что полезная mgh лишь 10% от mv
2/2! Если при подъеме на эти mgh у вас привод имел гравитационну эффективность 10% (к примеру), вы очень много топлива спалили зря именно из-за того что ваша ракета долго "висела на двигателях в поле гравитации" (пока не набрала нужную для подъема на высоту 200 км вертикальную скорость ~ 2 км/с если считать от поверхности Земли).
Да. Больше всего энергии надо на борьбу с инерцией.
Но тут у ракет все относительно неплохо. Даже у химических ракет при постоянной скорости истечения k
1 ~ 60%. И тут особо сражаться нет за что. Я прикидывал. Я тоже по-началу вцепился в оптимизацию самых больших затрат. Но быстро понял, что это не получится. У ЖРД ракты маленькая скорость истечения по сравнению с конечной (орбитальной) скорость. И поэтому снижать скорость истечения на старте, да это поможет. Но очень мало. Считаныне проценты. Ну не 60% будет 62%. Но даже если бы мы могли сильно варьировать скорость истечения (до 8 км/с. Это надо иметь атомную тягу!), то все равно, мы бы добились 80-90% эффективности и заплатили бы за это чудовищным Z. Ясно что такая "оптимизация" нам выйдет боком.
Вторая (вспоминаемая обычно) статья потерь - сопротивление воздуха. k
3. Мы ее тут быстро забраковали. Мол это менее 1%. Но вчера мой кум по скайпу (он не любит писать прямо на форум) подбросил злую мысль (не зря закончил таки тот самый 2-й фкультет ХАИ). Хвост самолет уже при 2-х махах испытывает сопротивление, сопоставимое (внимание!) с массой самого самолета! Почему разные самолеты имеют предельную скорость полета? Тяги не хватает бороться с сопротивлением!
А теперь эту логику переносим на ракету.
Вы поднимаетесь вертикально вверх и ускоряетесь.
На старте у вас маленькая скорость и вас тянет к земле сила тяжести и отбирает тягу (и энергию). Это гравитационные потери. Но по мере разгона, у вас растет сила сопротивления. И на 2-4 махах (пусть у вас нет никаких, не то что крыльев, но даже стабилизаторов самых маленьких!) на вертикально взлетающую ракету давит не только тяжесть, но и сопротивление атмосферы. И это тоже при вертикальном подъеме ТАК ЖЕ как и гравитация жрет тягу и хорошо жрет!, топливо жрет (вы медленней разгоняетесь чем если бы разгонялись в вакууме и без гравитации). В паре с гравитацией, кстати!!! В общем это тоже надо считать и опять же это головная боль при оптимизации потерь.
Быстро взлетаешь? Быстро набираешь вертикальную скорость, меньше гравитационные потери но быстро проходишь звуковой барьер и получаешь большее лобовое сопротивление. То есть потери сопротивления растут при падении потерь на гравитацию.
Но как? Это вопрос. Ведь мы не умеем сопоставлять доли потеть по всем трем статьям! А еще есть потери на инерцию (то что вы имели в виду). Они пока "спять", но они самые большие в итоге! Их тоже надо иметь "в уме"!
То есть классическая задача оптимизации.
Я могу это понять КАЧЕСТВЕННО. Но не количественно пока.
Нет "картины маслом"!
Ясны только фрагменты. Например, почему фон-Баруновкие прожекты никогда бы не были бы построены:
Ракета с такими "крыльями" - МАРАЗМ!!!!
Но все поле решений - не видно.
И строить тупо разностную модель выведения на орбиту для этого - глупо. Ну построил. И можешь без конца играться на ней подсчитывая что получилось. Это как крутить три ручки 3-го рода... Можно построить генетический алгоритм, конечно... Но это уже совсем крайняя мера.
Помните, недавно AlexAV решал у себя там на "квантовом умклайдете" (в маткаде) задачу оптимизации электроракеты при полете к планетам солнечной системы?
Там четко был виден критерий оптимизации. И то задача оказалась не для "золотых медалистов из бурсы-техникума"
А тут задача еще сложней, как мне кажется.
Но если вы хотите построить ХОРОШУЮ ракету-носитель, вы должны более-менее понимать поле решений.
Надо для начла увидить как посчитать, пусть грубо, все затраты или эффективности что бы понять как двигаться по какой из форм оптимизации.
Тем более что эта оптимизация требует качественного инженерного решения.
Вы не можете просто так "накрутить" "Сатурну-5" вместо 1.36g тяги на старте 1.56 (как у "Шаттла"). Вам надо переделать саму концепцию составной системы.
Верно?
Мы кстати, тут еще одну "ось" оптимизации потеряли. Доля мертвой массы в выводимой на орбиту системы. У самолетов с крыльями она явно выше чем у ракеты-башни. И именно это не позволяет делать крылатые космопланы слишком тяжелыми (10 тонн на орбиту на крыльях еще вывести можно но уже 100 или даже 1000 - хрена лысого!!!).
И смотрите (если еще пытаетесь следить за моей мыслью). О всякой там "фигне", про которую тут мне постоянно орут в ухо энтузиасты крылатых концепций, скажем, обслуживание, стоимость, красота... бла-бла-бла... я и не заикаюсь. А это еще оси оптимизации. Насколько они реально важны? Я их пока отбрасываю ибо не понимаю даже как свести эти факторы к общим четырем-пяти уже учтенным критериям оптимизации.
Тут даже всего в трех у движителя - уже черт ногу сломает!
Верно?
