Межзвездный полет в википедии

[Иван Моисеев]

А борьбу за энергетическую эффективность ведут очень активно. Только индикатором этой эффективности является не КПД (одна неопределенность деленная на другую), а вполне  конкретный и крайне важный для любого ракетного или реактивного двигателя удельный импульс.

И как? Чем больше УИ - тем лучше?

Да. При прочих равных. Бесплатный УИ бывает только в мышеловке.
Кроме того, вот Маск (его команда, точнее) сознательно пошла на серьезное уменьшение  УИ, выиграв сильное удешевление двигателя. И не прогадала.

[alex_semenov]

И как? Чем больше УИ - тем лучше?

Да. При прочих равных.

То есть, если бы вот на этих носителях...



...первая ступень или твердотопливные боковые ускорители (при прочем равном) имели УИ не ~270 с, а, скажем, 330 или даже 400 с, то  было бы лучше? Носитель был бы эффективней?

[Иван Моисеев]

Носитель был бы эффективней?

Я не знаю, что вы называете эффективностью. Носитель выводил бы на орбиту больший вес.
Это хорошо видно, если сравнить Дельту-4 хеви и Фалкон хеви. Они похожи и близки по размерам.
Но Дельта выводит 30 тон на НОО, а Фалкон - 64 тонны. Если приглядеться к этим РН, сразу станет понятно, отчего так.

[alex_semenov]

Я не знаю, что вы называете эффективностью. Носитель выводил бы на орбиту больший вес.

Ну допустим так.

Это хорошо видно, если сравнить Дельту-4 хеви и Фалкон хеви. Они похожи и близки по размерам.
Но Дельта выводит 30 тон на НОО, а Фалкон - 64 тонны. Если приглядеться к этим РН, сразу станет понятно, отчего так.

Эко вы всё представили...
Не уж то в два раза?
Дельта-4 хеви на старте имеет 733 400 кг и выводит на НОО 28 790 кг, как тут написано. То есть 3,92% начальной массы.
Фалкон хеви Маска на старте имеет 1 420 788 кг и выводи на НОО 63 800 кг, если тут не врут, то есть  4,49% от начальной массы.
То есть фактически Маскова лошадка лучше 1.14 раз то есть на 14%. Это может быть связано с чем угодно. Напримр, весовым совершенством ракеты. Тем более что удельный импульс Масковых Мерлинов у земли  - 282 секунды, в то время как у твердотопливных бустеров Дельты-4 хеви УИ 275.  То есть по-сути тот же самый. Разница 2% (в 1.02)
В общем. Пример совершенно некорректный. Абсолютно ничего не говорящий.

Я могу привести более яркий контрпример. Сатурн-5 при массе 2965 т на НОО выводил 140 тонн. То есть 4,72% массы на старте.
Шаттл при стартовой массе 2030 тонн на НОО выводил челнок с грузом в отсеке общей массой 127 тонн, то есть 6.25% от начальной массы.
То есть,  почти на ТРЕТЬ больше (на 32,4%)!
То есть ШАТТЛ явно более совершенная (эффективная) ракета чем Сатурн-5.
И как это получалось, учитывая что бустеры Шаттла выдавали УИ "всего" 242 с, в то время как F-1 у земли имел "аж" 263 с (да, всего лишь на 8% лучше, но между бустерам дельта-4-хэви и мерлинами Маска вообще разница в 2% в  пользу "вашего примера")

[alex_semenov]

Путь по Лондону и по Воронежу это две разные работы проделанные разными способами. Для каждой отдельной работы свой КПД.

То есть, КПД является не характеристикой двигателя, а характеристикой настроений пускающего.
Это бы хорошо А.Семенову осмыслить. Глубоко.

Так я же и осмыслил это. Именно что глубоко! В отличии от вас, неглубокого!
 
Настроение пускаюшего - это вы явно тролите. Но, услыште в этот раз что я тут уже сто раз сказал. Условия полёта (конкретная цель) - влияет на эффективность! Так и есть!
Суммарная эффективность ТРАНСПОРТНОЙ СИСТЕМЫ зависит о ПРОИЗВЕДЕНИЯ эффективносни ДВИГАТЕЛЯ и ДВИЖИТЕЛЯ.
Две эффективности. Два КПД. Умножаем - получаем общее КПД (как я говорю "всего привода").
Правило - универсальное. Исключений НЕ ИМЕЕТ.
Для любого вида транспорта.
Поэтому вот вам яркий и более простой пример чем ракета. Автомобиль.



Не важно какой авто вы берёте. Старый, где 18% энергии топлива идёт на "колёса" или "новый" в 1967 году, чудо-авто с 31% "на колёса" это то что и называется КПД двигателя. И этот показатель относительно стабилен. Хотя, да есть нюансы. Например, режим работы. То же и в ракете. Уи у земли, уи в вакууме. Эффективность при номинальной тяге, при дросселировании... Всё будет несколько плавать. Но в целом плюс-минус мы будем иметь "стабильный" честный показатель. У того же авто 1967-го года это 18%.
НО!
Показанные на картинке потери - не все потери! "На колёса" - это на ДВИЖИТЕЛЬ. И у движителя - свой КПД. Да у хорошего нелысого колеса на хорошей дороге он будет близкий к 1. Но скажем на песке, в грязи... Да и вообще при старте с четвёртой передачи (когда горит асфальт и резина) вы получаете РАЗНЫЕ КПД преобразования энергии переданной от двигателя "на колёса" к собственно ускорению автомобиля.

С ракетой - то же самое.
Есть как говорят "внутренний" КПД. Это то что я называю КПД двигателя. И вот он:

У ЖРД и даже у ТТРД он достаточно высок. Даже в книге 1960-го года назывался 0.5-0.7. А ведь к замкнутым циклам тогда только искали подходы. 100 атм в камере сгорания считалось чуть ли не чудом! Теперь (см. график) внутренний КПД ракеты (или КПД двигателя) достигает в вакууме порой даже  0.8! Почти как у электрических машин! А ЖРД - это же тепловая машина!

Но потери энергии (кстати в случае ракеты это считай что и массы) при запуске определяются не только эффективностью двигателя но и эффективностью движителя, то есть, как это называют "внешним" КПД ракеты.
А этот КПД, как раз и зависит от "настроения пускающего", как вы ёрничаете. То есть от того куда пускают, как пускают. От условий полёта.
Вы слышали об оптимизации баллистики?
Одну и ту же ракету можно пустить по разному и результат будет у вас очень разный. Хотя ракета - одна.
Это как?
Чем занимаются баллистики? Оптимизацией траекторий. А что это такое? Это оптимизация внешнего КПД всей ракеты. То, что я называю оптимизацией ДВИЖИТЕЛЯ, которая к двигателю - никаким боком!
Это разные задачи и разные математики вообще!

Даже если вы запускаете ракету в пустоте вне поля гравитации в одну сторону (задача разгон от 0 к некой скорости v), то интегральный внешний КПД ракеты очень сильно зависит от скорости истечения u, которую вы получили в двигателе.


Скажем, если бы вам нужна была скорость 8 км/с, то лучшая скорость истечения не "чем больше тем лучше", а ~0.64 от конечной скорости, то есть 5,12 м/с. Такая бы ракета имела бы "магическое" массовое число  ~ 4.
Но и существующие ракеты с УИ 300-400 с (3-4 км/с) в общем-то недалеки от этого идеала. ПОЭТОМУ О ПОВЫШЕНИИ КПД ракеты-носителя, Иван, вы никогда и не слышите от ракетчиков. Он и так в зоне оптимума. Хотя массовое число получается не очень хорошим. И поэтому действительно хорошо бы было бы увеличить УИ...
Особенно если мы хотим полететь на Луну или Марс. Там "конечная скорость" (характеристическая скорость миссии) составляет порядка 30 км/с и да, тогда оптимальный двигатель для такой экспедиции желательно иметь с УИ 20-25. Почему  Келдыш и крышевал Иевлева два десятка лет?! Потому что тот рвался к чудо-двигателю. Атомному термическому газофазному с именно таким УИ!



Повышать УИ для дальнего космоса, да, надо. И даже твердофазный ЯРД было тут просто подарком. И почему американцы двадцать лет играясь с такими, почти сделав, их забросили в начале 70х - это отдельный детектив!
Но!
Но случай запуска ракеты задача с сферическим конём в вакууме, то есть с эффективностью ракеты в пустоте вне поля гравитации усложняется наличием и атмосферы и поля тяготения в котором ракета обязана "висеть". То есть к затратам на преодоление инерции (не менее 35%!) вы должны прибавить затраты на гравитационные потери, потери сопротивлению воздуха и потери управления.
Вот так вместе и набегает, что из 100% начальной энергии запасённой в топливе  в полезную работу превращается 8-17%. И по-сути поэтому же от стартовавших 100% массы на орбите оказываются очень похожие 10-16% начальной массы.
Да, там еще куча ньюансов.
Одна только пляска вокруг совершенства ракеты, массы баков и (заметье) плотности топлива и окислителя чего стоит!
Та же дельта-4-хеви, которая в основном заправлена очень качественным в смысле калорийности (Дж/кг) топливом водород плюс кислород в итоге оказывается выводит на орбиту МЕНЬШЕ (беру ваш пример) чем Дракон хеви на "снарой" паре "керосин-кислород". У водорода УИ 415 а у керосин-кислорода 350! Казалось бы... Но нет. Дельта даже выводит меньше.
И дело не в бустерах. Дело в том что водород - очень неплотное топливо и это срезает совершенство ракеты.
Хотя, опять таки, надо смотреть на много других параметров. Габариты (абсолютные) форма...
Но!
Главный финт. Почему в США так любят твердотопливные бустеры? Да, тут есть и историческая подоплёка. Но ее бы не было бы если бы не было бы чисто физической причины использовать на первых ступенях мощные РД с пониженным УИ но очень высокой тягой.
Две причины.
Первая, небольшая, малозаметная. Но важная в контексте обсуждаемого здесь. Когда ракета еще не набрала скорость, безумие отбрасывать массу с большой скоростью. Это "греть окружающую среду". Идеальный ракетный движитель, если допусить переменную скорость истечения и предполагает что такая ракета должна отбрасывать массу ровно или близко к мгновенной скорости полёта.
И это знание, кстати, очень важно для понимания таранных приводов в межзвездном космосе.
Но это - мелочи.
Главное - гравитационные потери. Стартующая ракета "висит" на ракетной тяге. И это - явная потеря на гравитацию. Чем медленней ускоряется ракета в начале, тем выше ее гравитационные потери (как я говорю в ДВИЖИТЕЛЕ!). Поэтому ТТРД бустеры с их невысоким УИ но высокой тягой так уместны на старте. Они сразу сообщают большое ускороение и ракета меньше времени "висит на выхлопе". Это то, по-сути в основном и позволяет Шаттлу быть на 30% эффективней той же Сатурн-5. Хотя Шаттл даже аэродинамически доробла ещё та!
Бустеры настолько быстро его подбрасывают, что приходится через пару десятков секунд сбрасывать тягу основных двигателей что бы эту халабуду не разорвало набегающим сверхзвуковым потоком. Задержка в разгоне позволяла таки выйти из плотной атмосферы а потом они давали тягу на полную.

[Иван Моисеев]

Я не знаю, что вы называете эффективностью. Носитель выводил бы на орбиту больший вес.

Ну допустим так.

Это хорошо видно, если сравнить Дельту-4 хеви и Фалкон хеви. Они похожи и близки по размерам.
Но Дельта выводит 30 тон на НОО, а Фалкон - 64 тонны. Если приглядеться к этим РН, сразу станет понятно, отчего так.

Эко вы всё представили...
Не уж то в два раза?
Дельта-4 хеви на старте имеет 733 400 кг и выводит на НОО 28 790 кг, как тут написано. То есть 3,92% начальной массы.
Фалкон хеви Маска на старте имеет 1 420 788 кг и выводи на НОО 63 800 кг, если тут не врут, то есть  4,49% от начальной массы.
То есть фактически Маскова лошадка лучше 1.14 раз то есть на 14%. Это может быть связано с чем угодно. Напримр, весовым совершенством ракеты. Тем более что удельный импульс Масковых Мерлинов у земли  - 282 секунды, в то время как у твердотопливных бустеров Дельты-4 хеви УИ 275.  То есть по-сути тот же самый. Разница 2% (в 1.02)
В общем. Пример совершенно некорректный. Абсолютно ничего не говорящий.

Я могу привести более яркий контрпример. Сатурн-5 при массе 2965 т на НОО выводил 140 тонн. То есть 4,72% массы на старте.
Шаттл при стартовой массе 2030 тонн на НОО выводил челнок с грузом в отсеке общей массой 127 тонн, то есть 6.25% от начальной массы.
То есть,  почти на ТРЕТЬ больше (на 32,4%)!
То есть ШАТТЛ явно более совершенная (эффективная) ракета чем Сатурн-5.
И как это получалось, учитывая что бустеры Шаттла выдавали УИ "всего" 242 с, в то время как F-1 у земли имел "аж" 263 с (да, всего лишь на 8% лучше, но между бустерам дельта-4-хэви и мерлинами Маска вообще разница в 2% в  пользу "вашего примера")

Ни я, ни вы ранее про стартовый вес не говорили. Новая сущность требует новых разъяснений.
Современные космические РН - многоступенчатые, разные ступени имеют разный импульс, разные стартовые конечные массы. Чтобы понять роль УИ в ракетостроении, можно не разбираться с каждой конкретной ракетой, почему у нее так, а у другой так.
Можно просто взять базовую формулу для одной ступени:
Конечная скорость = УИ*ln(Стартовая масса/масса ПН). Можете поиграться  с этой формулой и вы поймете ключевую роль УИ в мироздании.

[alex_semenov]

Конечная скорость = УИ*ln(Стартовая масса/масса ПН). Можете поиграться  с этой формулой и вы поймете ключевую роль УИ в мироздании.

Иван, я вам о высшей математике а вы мне об арифметике!
Многоступенчатость и разные двигатели на разных ступенях (а еще и ступени собираются по-разному) конечно же всё ЕЩЁ усложняют.
Но что значит разобраться в сложной теме? Это отделить мух от котлет.
Выделить главное от второстепенного.
Ступенчатость чем отличается от одноступенчатости? Зачем она вводится? Это борьба с проблемой совершенства ракеты. С ЧИСТО ИНЖЕНЕРНОЙ УЖЕ проблемой! Если бы мы могли иметь  s какой угодно большой мы могли бы не играть со ступенями.
То что я обсуждаю выше - не касается совершенства. И значит не связано со ступенчатостью. Вы Иван либо тупите либо тролите. У вас массаракша в глове. Вы явное не отделяете главного от второстепенного. Мух от котлет. Вы лезите в инженерные детали, не разобравшисть по-стуи  с формулой Циолковского до конца. Так как КПД ракеты (ракеты как движителя) и выводится (я же всё вложил на картинке выше!) именно из формулы Циолковского. А из чего еще?
И там пока нет никакой s (а можно же и ввести), то есть параметра "совершенства ракеты",

О том, что на разных ступенях стоят двигатели с разным УИ. Да. Но обратите внимание. На первых ступенях УИ всегда стараются сделать ниже чем на последующих. На последний - стараются сделать самый высокий. Как вы думаете, почему?  Не только лишь потому что у земли УИ у любого двигателя хуже чем в вакууме. Это попутная деталь. Главное: потому что это ближе к энергетически идеальной ракете даже вне поля гравитации, раз. И два - в случае старта из гравитационной ямы Земли нужна тяга а не УИ. И сумма всех эти соображений эффективности ДВИЖИТЕЛЯ (плюс то что УИ у поверхности всё равно хуже) по-сути и формируют облик известных нам ракет. А вы об этом даже не догадываетесь!
Ну надо же!

[Иван Моисеев]

Ступенчатость чем отличается от одноступенчатости? Зачем она вводится? Это борьба с проблемой совершенства ракеты. С ЧИСТО ИНЖЕНЕРНОЙ УЖЕ проблемой! Если бы мы могли иметь  s какой угодно большой мы могли бы не играть со ступенями.

А какие еще есть проблемы, кроме инженерной? что такое s?

То что я обсуждаю выше - не касается совершенства.

Слава Христу, Будде, Аллаху и КПСС!

Вы лезите в инженерные детали, не разобравшисть по-стуи  с формулой Циолковского до конца.

А не могу лезть в инженерные дела. Я из них не вылезал с 1965 года...

На первых ступенях УИ всегда стараются сделать ниже чем на последующих. На последний - стараются сделать самый высокий. Как вы думаете, почему? Да потому что это ближе к энергетически идеальной ракете даже вне поля гравитации.

Не стараются. Так жизнь устроена. Удельный импульс жестко завязан на топливо. А число ракетных топлив - ограничено. Грубо говоря - керосин+О2 или водород+О2.
Если вы захотите поставить на первую ступень водород - у вас отберут кульман и увезут в психушку.

[alex_semenov]

А какие еще есть проблемы, кроме инженерной?

Да, Иван, есть (как не странно)! Баллистиков не и... бут, ни проблемы корпусников, ни двигателистов, ни связистов... ни...!
Они получают уже готовую ракету (так сказать) и оптимизируют ее траекторию (часто именно что бы получить больше за меньшее). И там - масса чисто РАКЕТНЫХ проблем! Связанных с "внешней баллистикой"! Инженерия тут уже никаким боком!

что такое s?

s -конструктивная характеристика ракетного блока  (отношение массы ракетного блока, заполненного топливом, к массе конструкции ракетного блока без топлива). То есть масса конструкции ракеты (без полезной нагрузки) m_k из массы топлива m_f через s:


Вводится еще p - отношение стартовой массы ракеты к массе полезной нагрузки и z - число Циолковского.

Не стараются. Так жизнь устроена. Удельный импульс жестко завязан на топливо. А число ракетных топлив - ограничено. Грубо говоря - керосин+О2 или водород+О2.
Если вы захотите поставить на первую ступень водород - у вас отберут кульман и увезут в психушку.

То есть, это вся ваша версия объясняющая явление?
Феноменальная глубина знания предмета!

Кстати, а шаттл, а тот же SLS? У них водород СРАЗУ ЖЕ на первой ступени. Нет?

[Иван Моисеев]

s -конструктивная характеристика ракетного блока  (отношение массы ракетного блока, заполненного топливом, к массе конструкции ракетного блока без топлива).

А что есть блок? На Р-7, например - 4 блока = полступени...

[alex_semenov]

А что есть блок? На Р-7, например - 4 блока = полступени...

Да, Иван! Вы еще тот троль!

[Иван Моисеев]

А что есть блок? На Р-7, например - 4 блока = полступени...

Да, Иван! Вы еще тот троль!

Я не знаю, что такое троль.
А вопросы возникают именно из-за того, что вы используете нестандартные термины, да еще их и не определяете.

[Иван Моисеев]

То есть, это вся ваша версия объясняющая явление?
Феноменальная глубина знания предмета!

Зачем писать много букв, когда можно мало?

стати, а шаттл, а тот же SLS? У них водород СРАЗУ ЖЕ на первой ступени. Нет?

Нет. Это пакетная схема. Такая же, как и у Р-7. Первая и вторая ступени включаются одновременно.

[Инопланетянин]

Феноменальная глубина знания предмета!

Ну он же говорил, что не знает, каково это — глубоко мыслить.

Они получают уже готовую ракету (так сказать) и оптимизируют ее траекторию (часто именно что бы получить больше за меньшее). И там - масса чисто РАКЕТНЫХ проблем! Связанных с "внешней баллистикой"! Инженерия тут уже никаким боком!

Всё-таки хочется задуматься о самолётной первой ступени. Руслан, он же Мрия был загублен потому, что от неё отказались. А идея-то хорошая. Тут тебе и внешний окислитель и неторопливый набор высоты и даже, может быть, удастся решить проблему супертяжей, попросту не начиная сразу разрушать звуком ракету. Второй контур, опять же. Это же очень полезно когда скорость ещё маленькая.
Ненужность специализированных космодромов идёт как приятный бонус.

[Фантазер]

Если вы захотите поставить на первую ступень водород - у вас отберут кульман и увезут в психушку.

Выходит психи делают КОРОНу? А где же смирительные рубашки? Там же вообще керосин не предусмотрен,исключительно один водород и О2. Сплошная первая ступень!Правда называется SSTO.

[Ый]

Если КПД ЖРД полезно, почему оно никогда не приводится в спецификациях ЖРД?

А вы знаете, в спецификациях к автомобильному двигателю тоже не пишут его КПД. С чего бы это? Да потому что оно на фиг ни кому не нужно, хотя и известно.

[Иван Моисеев]

Если КПД ЖРД полезно, почему оно никогда не приводится в спецификациях ЖРД?

А вы знаете, в спецификациях к автомобильному двигателю тоже не пишут его КПД. С чего бы это? Да потому что оно на фиг ни кому не нужно, хотя и известно.

Именно это я пытаюсь внедрить в головы жаждущих знаний на этом форуме.
Про КПД можно написать много диссертаций, но конструктора это все не читают.

[MenFrame]

но конструктора это все не читают.

Это очень смелое и видимо не на чем не основанное утверждение.
КПД один из важных конструкторских параметров, как агрегата в целом так и отдельных его частей.

[Иван Моисеев]

но конструктора это все не читают.

Это очень смелое и видимо не на чем не основанное утверждение.

На практике оно основано.

КПД один из важных конструкторских параметров, как агрегата в целом так и отдельных его частей.

Ну и слава КПСС!
Только почему этот КПД ото всех скрывают? Государственная тайна?

РД-253 — Википедия
ru.wikipedia.org›РД-253
«РД-253» — российский жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) производства НПО «Энергомаш». Предназначен для использования на первых ступенях ракет семейства «Протон».
Не найдено: кпд

РД-171МВ — Википедия
ru.wikipedia.org›РД-171МВ
РД-171МВ — разрабатываемый российский жидкостный ракетный двигатель закрытого цикла с дожиганием окислительного генераторного газа...
Не найдено: кпд

и так далее на всей странице.
Одно исключение - статья в ЖЖ какого-то популяризатора.  В ней он отмечает: "Чем выше это значение, тем выше КПД двигателя в данной среде." Что такое этот КПД он не пишет. Но намекает, что изучение КПД в разных средах - верный путь в российские академики.

[Маска]

в то время как у твердотопливных бустеров Дельты-4 хеви УИ 275

Никогда не видел у Дельты-4 Хеви ТТУ.

Если вы захотите поставить на первую ступень водород - у вас отберут кульман и увезут в психушку.

А как же эта самая Дельты-4 Хеви?Почему конструктора до сих пор не в психушке?