Двигатель для межзвёздных перелётов

[alex_semenov]

Это что же, граждане получается!? Мы удельную мощность уменьшаем, а результат много лучше! Где справедливость!?

Иван. Вы этим своим чудачеством (отказом признавать важность удельной мощности) демонстрируете что ФРИКИ бывают очень разные. Даже бывают в рамках известной физики!
Как вы объясняете, что в статье выше про двигатели на лазерном термоядерном синтезе 16 раз встречается термин "W/kg" и 18 "specific powers"?

[Иван Моисеев]

Вы на 1 км хотите доставить ружьё или пулю? Согласитесь, несколько разные СИСТЕМЫ ТЯГИ! 

Не хотите ружо - не надо.
Вернемся к ракетам.
Возьмем три ракеты Falcun-1, Falcun-9, Falcun-Heavy.
Удельная мощность двигателей (1, 9, 27) у всех трех одинакова.
Но вы говорите, один двигатель считать нельзя, ладно, посчитайте для ракет.
Даже можно не считать, чтобы не переутомитьсЯ, просто расскажите, как ее определить, у какой ракеты она больше, у какой - меньше.

[Иван Моисеев]

Как вы объясняете, что в статье выше про двигатели на лазерном термоядерном синтезе 16 раз встречается термин "W/kg" и 18 "specific powers"?

Автор далек от практической космонавтики.

[Rattus]

но он уже может вывести тонны на околоземную орбиту.
Это что же, граждане получается!?

Получается, что выход из гравитационного колодца и междузвзёздный полёт - существенно разные по вкладу действующих сил задачи. У-ди-ви-тель-но!

[alex_semenov]

Возьмем три ракеты Falcun-1, Falcun-9, Falcun-Heavy.

Нахрена мне ваши дурацкие примеры, если я чисто абстрактно-математически показал что имея определённую удельную мощность самая лучшая абстрактная ракета (для которой можно выбрать любую скорость истечения) не может оказаться на дистанции L раньше чем некое Tминимум?
Этот мой результат тут подтвердили минимум три человека (проверив и по-своему сделав все математические выкладки)?
Так, например, на дистанции 60 св. лет НИКАКАЯ (одноступенчатая) РАКЕТА  не может оказаться раньше чем через 10 380 лет, если ее энерговооружённость всего 100 ватт/кг! Варируйте скорость истечение и параметры дистанции как хотите, вы всё равно получите двухмерное "корыто" с минимумом на дне.
Я вам это "корыто" оптимизации сто раз показал (вы действительно настолько не понимаете что я вам показываю?):



Да, можно ещё налепить супеней. Но это не изменит ситуацию радикально. А вот доставляемую массу сведёт к "гора родила мышь" (проклятье формулы Циолковского что так что этак не отменяется).

[Иван Моисеев]

но он уже может вывести тонны на околоземную орбиту.
Это что же, граждане получается!?

Получается, что выход из гравитационного колодца и междузвзёздный полёт - существенно разные по вкладу действующих сил задачи. У-ди-ви-тель-но!

Ракетчики давно привыкли ко всяким тормозам и колодцам.
Поэтому в основу расчета всегда ставит характеристическую скорость.
Характеристическая скорость - это скорость, которую ракета приобретет в абсолютно свободном пространстве.
Т.е. ракета с 20 кг и с 200 тоннами топлива, стартующая с Земли или из космоса, считаются по одним и тем же формулам.
И даже не считая, получится, что ракета с много меньшей удельной мощностью разгонится много сильнее, чем с высокой.

[alex_semenov]

Получается, что выход из гравитационного колодца и междузвзёздный полёт - существенно разные по вкладу действующих сил задачи. У-ди-ви-тель-но!

Да нет. Просто Иван "включает дурака". Я не могу поверить что человек с образованием МВТУ Баумана может так сильно тупить на задаче по-сути из учебника Пёрышкина.
Ну ясно же что если вы разгоняете ракету до орбитальной скорсоти 8 км/с за примерно 10 минут, то есть каждому килограмму сообщаете энергию 8000²/2 =32000000 Дж/кг, то ваше транспортное средство не может иметь энерговооружённость ниже 32000000/10/60 =53333,3 ватт/кг.
Реально оно должно иметь БОЛЬШУЮ энерговооружённость (ибо процесс неидеален и есть паразитные затраты). И так и есть. Ракета реально имеет энерговооружённость не 50 кВт/кг (сухой массы), а  ~500 кВт/кг (возьмите любую ракету-носитель и посчитайте, получите близкую цифру). Ибо КПД процесса выведение на орбиту как раз порядка 10% и есть. Даже ступенчатость здесь не сильно играет роль.

[Иван Моисеев]

Нахрена мне ваши дурацкие примеры, если я чисто абстрактно-математически показал

То есть, к конкретным ракетам ваша удельная мощность никаким боком, только к чему-то абстрактно-математическому?
А что абстрактная математика говорит о изложенных выше Фалконах? Как там у них с удельной мощностью?

Нахрена мне ваши дурацкие примеры, если я чисто абстрактно-математически показал что имея определённую удельную мощность самая лучшая абстрактная ракета (для которой можно выбрать любую скорость истечения) не может оказаться на дистанции L раньше чем некое Tминимум?

Может.

Так, например, на дистанции 60 св. лет НИКАКАЯ (одноступенчатая) РАКЕТА  не может оказаться раньше чем через 10 380 лет, если ее энерговооружённость всего 100 ватт/кг!

А какой дурак для таких дистанций будет делать одноступенчатую ракету?

[Иван Моисеев]

Ибо КПД процесса выведение на орбиту как раз порядка 10% и есть.

А почему в справочниках и даже в мануалах по ракетам никогда не указывает их КПД?

[alex_semenov]

А какой дурак для таких дистанций будет делать одноступенчатую ракету?

Вот вам ОПТИМАЛЬНЫЙ Зонд Елистратова  с 8 ступенями к Штерновской Либра 47 (60 св. лет) с удельной мощностью 100 ватт/кг (я взял 120 ватт/кг так как тут мощность только к массе ступени без учёта полезной нагрузки, которая - другие ступени и значит чесно взять большую удельную мощность):



Ну да, выигрыш есть вместо 10 тысяч лет, минимальное время полёта,  8 тысяч лет - минимально возможное время полёта. Но какой ценой? К цели прилетает 1/1000 стартовой массы.
То есть ступенчатость много погоды не сделает. Ну чуть улучшит ситуацию (чудовищной ценой). И всё.

Ибо КПД процесса выведение на орбиту как раз порядка 10% и есть.

А почему в справочниках и даже в мануалах по ракетам никогда не указывает их КПД?

Потому что справочники пишутся для дураков-исполнителей которые должны стрелять по наиболее вероятному противнику и знать только то, что им положено знать.
Нефик тем отвлекаться на ПОСТОРОННИЕ вопросы.
Но и в теоретической космонавтике есть диссиденты, задающие "неправильные" вопросы и быстро получающие верные ответы на них.
 

Зы.
Для честности. Я уменьшил долю полезной нагрузки с 0.4 до 0.2. Вот оптимум:



Такое изменение означает, что из начальных 400 000 кг (или тонн) до цели долетает 2 (из которых полезная нагрузка 1) кг (или тонна).
Но всё равно ракета долетает до цели за без малого  7 000 лет.
НЕ РАНЬШЕ!

[Иван Моисеев]

Вот вам ОПТИМАЛЬНЫЙ Зонд Елистратова

Это с фотоэлементами?
Не полетит.
И с какого бодуна у него такая скорость истечения?

[alex_semenov]

Это с фотоэлементами?
Не полетит.

Да какая разница с чем?
Тут это не играет никакой роли. Важно что мы снимаем с двигателя ПОЛЕЗНУЮ мощность W как тяга F умноженная на скорость истечения u делённая на 2. Тяга при учёте всех остальных долей даёт ускорение и по-сути параметры траектории. Мы запускаем в Excel-е механизм оптимизации (минимизации времени полёта) и получаем что получаем! Получаем опять же минимум, то самое "корыто" в N-мерной плоскости (здесь уже измерений 3).
Ну это же - азы!

И с какого бодуна у него такая скорость истечения?

С такого, что это ОПТИМУМ. Понимаете?
Энеогетический оптимум. Он же дает и оптимум (минимум) времени в пути!
Если вы это не поняли на одноступенатой ракете, то как же вам это объяснить на случае многоступенчатой?
Вам же даже это (энергетическая эффективность разгона ракеты до скорости v при разной скоростью истечения u. Есть явыный оптмум дающий оптимальное Z и оптимальное u)...



... как барану новые ворота. Так, Иван? А ведь с этого всё и начинается. Но вас этому не научили. А раз так, значит этого и нет.
 

[Vavanzer]

Это что же, граждане получается!? Мы удельную мощность уменьшаем, а результат много лучше!
Где справедливость!?

  Все справедливо. Импульс ПН+выброшеное тело для достижения одной и той же ПН заданной скорости в разных соотношениях ее массы к рабочему телу будет один и тот же. =0. Одиночный мобуль импульса ПН и рабочего тела во всех случаях будет тоже один и тот же.
Но энергия у выброшенной массы будет разная, и чем больще УИ, тем меньше выбрасываем массы и тем больше нужна мощность. Тк энергия пропорциональна квадрату скорости.

  В общем, высокий УИ в какой то мере энергетически не выгодная штука! Особенно когда есть ограничения по мощности движка и энергозапасам. Выгоднее кидаться массой.

[alex_semenov]

В общем, высокий УИ в какой то мере энергетически не выгодная штука! Особенно когда есть ограничения по мощности движка и энергозапасам. Выгоднее кидаться массой.

Вот даже наш Бармалейкин всё понял верно!



Идеальная ситуация была бы, если бы ракета отбрасывала ракетную массу со скростью РОВНО равную её текущей мгновенной скорсти. Имела бы переменную скорость истечения и она всегда бы равнялась текущей скорости ракеты относительно старта (мы же меряем ее энергию и скорость относительно точки старта).
Тогда бы газы "остановились за соплом ракеты" (в системе отсчёта статра) и вся ПОЛЕЗНАЯ энергия ракетной струи пошла бы на разгон ракеты и мы имели бы КПД ракетного двиЖителя ~ 1 (почему нельзя получить 1 - сейчас не суть важно).
Но если у нас ФИКСИРОВАННАЯ скорость истечения (но мы можем ее произвольно выбирать заранее и зафиксировать) то будет ситуация как на картинке выше.
Сначала газы будут двигаться быстрей чем ракета, потом будет мгновение когда ракета движется со скоростью газов, потом газы будут двигаться "за ракетой" и тоже это потеря полезной энергии струи. И для любой скорости v (что и демонстрируют графики выше) можно подобрать такую скорость истечение u, при которой КПД разгона ракеты будет максимальным. И он составит 0,64671... в общем очень нехило, аж почти 65% (и больше для ракеты с фиксированной скоростью истечния- никак!)
Если же вы выбрали непотимальную скорость истечения (а значит и массовое число) и при этом у вас ограничение по удельной мощности то вы гарантированно разгонитесь до меньшей скорости и значит в пути окажетесь ДОЛЬШЕ.
Ну как это можно не понять?

Почему в учебниках по ракетостроению этого не пишут? Я не знаю! Для меня это - загадка! Потому что не надо это было.
Но я знаю что эту формулу вывел Зенгер в одной из своих работ в 50х (есть где-то у меня сохранённая из Хлынина его работа и там эта же формула оптимума).
Это - классическая мехнаника. Зенгер выводил то же и для релятивизма (что куда сложней и почётней). Но там он упёрся в скорость света (она - оптимальная для ракеты летящей со сжатием времени и пространства с постоянным ускорением). Все дураки уцепились за это и стали у нас носиться с фотонной ракетой.

[Иван Моисеев]

Да какая разница с чем?

Есть разница.
Для этой схемы есть предел мощности - то, что излучает реактор нагретый до 3000 гр.
Не буду считать, но для 400 тонн это крайне мало.
А потом еще следует серия преобразований со столь любим вами КПД.
На выходе вообще смех получится.
 

С такого, что это ОПТИМУМ. Понимаете?

Понимаю. Но это не оптимум. Оптимум - это волшебная палочка.
А вышеуказанную скорость истечения из ядерного реактора никаким образом не вытянуть.

[Иван Моисеев]

Идеальная ситуация была бы, если бы ракета отбрасывала ракетную массу со скростью РОВНО равную её текущей мгновенной скорсти.

А что в этой ситуации идеального?
Идеальная ситуация, это когда максимум массы выкидывается с максимумом скорости.

[Vavanzer]

Но какой ценой? К цели прилетает 1/1000 стартовой массы.

   Так у нас сейчас по межпланетным перелетам еще хуже "цена". 1/1000 это вообще нормально еще! У "новых горизонтов" как раз столько же! 550 тонн против 550 кг ПН.
    Для межзвездного разгона не жалко еще добавить, хоть в 10 раз)))

[alex_semenov]

А вышеуказанную скорость истечения из ядерного реактора никаким образом не вытянуть.

Блин... "Папа, де море?!" (с)
Сущность математики -  в ее свободе. Математика говорит что есть энергетический оптимум для абстрактной ракеты. Точно есть. А то что вы не можете его достигнуть для реальной практической - это уже другое. Кстати добиться 2000 км/с для ионной ракеты - два пальца об асфальт.
Другое дело что для такой ракеты нельзя добиться удельной мощности (по сути ТЯГИ) сильно больше 100 ватт/кг всей конструкции (без топлива).

А что в этой ситуации идеального?
Идеальная ситуация, это когда максимум массы выкидывается с максимумом скорости.

У меня НЕТ СЛОВ!!! 

[Vavanzer]

Идеальная ситуация была бы, если бы ракета отбрасывала ракетную массу со скростью РОВНО равную её текущей мгновенной скорсти. Имела бы переменную скорость истечения и она всегда бы равнялась текущей скорости ракеты относительно старта (мы же меряем ее энергию и скорость относительно точки старта).

   Там палка о двух концах.
 Требуется квадратичный рост мощности, если мы хотим увеличивать скорость выброса по мере разгона. Это раз.
 И, растет ускорение, по мере расхода массы. Под конец на пустых баках при постоянной мощности двигателя и скорости истечения "перегрузки" всегда максимальны.

  Получается, что раз у нас скорость истечения растет к концу разгона, то эффективность начального этапа будет самой минимальной , и вообще его можно отсечь, получается)))

[Vavanzer]

Другое дело что для такой ракеты нельзя добиться удельной мощности (по сути ТЯГИ) сильно больше 100 ватт/кг всей конструкции (без топлива).

  Если оснастить солнечными панелями и светить на нее лазерами, расставленными на пути разгона, то можно снабжать энергией извне, и не тащить ее с собой в большом количестве!
  Это продолжение идеи "паруса" с фотоэлементами. Кораблик на солнечных батареях корочь. Который потенциально может иметь очень высокую мощность на килограмм массы. Если его еще и подсвечивать дополнительно.