О движении ракет

[Dachnik]

В интернете много информации по ракетному движению, но и  ошибочной,
в частности по весовому удельному импульсу.
Ракетный двигатель устанавливают на стенд и замеряют силу тяги и расход горючего в секунду
 Q = m/t
Где m масса отбрасываемого газа.
По законам Ньютона (2,3) на сопло действует реактивная сила –  сила тяги.
F = ma
Импульс силы F*t равен импульсу количества движения газов m*a*t = mV
Удельный импульс, это импульс в секунду, делим на время и получаем.
\[ Fсила тяги = \frac {m}{t}V \]
Отсюда удельный импульс равен силе тяги F, деленной на расход горючего в секунду m/t = Q,
равен скорости истечения газа.
\[ \frac {F}{Q} = V \]
Для американского F₁ сила тяги 790000 кГ, расход массы топлива в секунду Q = 262,7 кг/сек.
Скорость истечения газа 3015 м/сек
На первый вгляд размерности не совпадают, но это потому что в Технической системе единиц нет размерности массы.
Если перевести в систему СИ, то в числителе будут ньютоны с размерностью кг*м/сек²
В знаменателе кг/сек без перевода веса в массу. Будет то на то.
Удельный импульс тяги по весу для  F₁ будет 790000 кГ/2627 кг/сек = 300 сек.
В интернете некоторые говорят, что 300 сек это время импульса работы двигателя.
Американцы с этими удельными импульсами не заморачивались.
Они поделили количество топлива 2149 т на секундный расход пяти движков 12,885 т/с
получили импульс работы движков 166,7 сек.
В параметрах двигателя показали время импульса 165 сек.
При движении ракеты сила тяги F и удельный расход массы Q не меняются
Меняется общая массы ракеты M_t = M - Q*t                                              
Отсюда уравнение движения будет с переменным ускорением a                                
\[ \frac {F}{M - Q*t} = a     U =\frac {F*t}{M - Q*t}    \]  
Определяем скорость Сатурна-5 по завершению работы первой ступени, пока без учета гравитации.
Вес топлива первой ступени 2149 т (214,9) Вес ракеты 2965 т(296,5)
F = 3950 тс    M = 296,5 т      Q =12,88 (1,28) т/сек        t = 150  сек                                                      
3950/(296,5т -1,28*150) *150 = 3950/103 *150 = 5752 м/сек.
По формуле Циолковского U = VLn2965/816 = 3000*1.29 = 3870 м/сек                                      
С учетом силы тяжести сила тяги будет меняться
F₁ = 985 + Q*t
\[ Площадь интеграла \int_0^t  (985 + Q*t)dt = 985t +Qt^2/2        \]              
Ордината по центру тяжести площади интеграла будет
\[ \frac {(985t +Qt^2/2)}{t} = 985 + 12.8*150/2 =1945 т \]
\[ Скорость  \frac {1945}{103}*150 = 2832 м/сек. \]
Но Сатурн-5 имел скорость 2680 м/сек.
152 м/сек это потери на сопротивление атмосферы.

Космонавтика проста, если владеть элементарными знаниями физики и математики и не умничать.
                                                                                                              

[Олег Владимирович Лавринович]

В интернете много информации по ракетному движению, но и  ошибочной,
в частности по весовому удельному импульсу.
Ракетный двигатель устанавливают на стенд и замеряют силу тяги и расход горючего в секунду
 Q = m/t
Где m масса отбрасываемого газа.
По законам Ньютона (2,3) на сопло действует реактивная сила –  сила тяги.
F = ma
Импульс силы F*t равен импульсу количества движения газов m*a*t = mV
Удельный импульс, это импульс в секунду, делим на время и получаем.
\[ Fсила тяги = \frac {m}{t}V \]
Отсюда удельный импульс равен силе тяги F, деленной на расход горючего в секунду m/t = Q,
равен скорости истечения газа.
\[ \frac {F}{Q} = V \]
Для американского F₁ сила тяги 790000 кГ, расход массы топлива в секунду Q = 262,7 кг/сек.
Скорость истечения газа 3015 м/сек
На первый вгляд размерности не совпадают, но это потому что в Технической системе единиц нет размерности массы.
Если перевести в систему СИ, то в числителе будут ньютоны с размерностью кг*м/сек²
В знаменателе кг/сек без перевода веса в массу. Будет то на то.
Удельный импульс тяги по весу для  F₁ будет 790000 кГ/2627 кг/сек = 300 сек.
В интернете некоторые говорят, что 300 сек это время импульса работы двигателя.
Американцы с этими удельными импульсами не заморачивались.
Они поделили количество топлива 2149 т на секундный расход пяти движков 12,885 т/с
получили импульс работы движков 166,7 сек.
В параметрах двигателя показали время импульса 165 сек.
При движении ракеты сила тяги F и удельный расход массы Q не меняются
Меняется общая массы ракеты M_t = M - Q*t                                              
Отсюда уравнение движения будет с переменным ускорением a                                
\[ \frac {F}{M - Q*t} = a     U =\frac {F*t}{M - Q*t}    \]  
Определяем скорость Сатурна-5 по завершению работы первой ступени, пока без учета гравитации.
Вес топлива первой ступени 2149 т (214,9) Вес ракеты 2965 т(296,5)
F = 3950 тс    M = 296,5 т      Q =12,88 (1,28) т/сек        t = 150  сек                                                      
3950/(296,5т -1,28*150) *150 = 3950/103 *150 = 5752 м/сек.
По формуле Циолковского U = VLn2965/816 = 3000*1.29 = 3870 м/сек                                      
С учетом силы тяжести сила тяги будет меняться
F₁ = 985 + Q*t
\[ Площадь интеграла \int_0^t  (985 + Q*t)dt = 985t +Qt^2/2        \]              
Ордината по центру тяжести площади интеграла будет
\[ \frac {(985t +Qt^2/2)}{t} = 985 + 12.8*150/2 =1945 т \]
\[ Скорость  \frac {1945}{103}*150 = 2832 м/сек. \]
Но Сатурн-5 имел скорость 2680 м/сек.
152 м/сек это потери на сопротивление атмосферы.

Космонавтика проста, если владеть элементарными знаниями физики и математики и не умничать.
                                                                                                             

Просто,если все честно идостоверно.Если бы Ф1 не оставлял за собой шлейф  красного огня и копоти длиной 500-600метров,в эти цифры  можно было бы верить.Но вот, копоть и 600 метров(6 корпусов ракеты) полыхающего чернокрасным огнем выхлоп дают пищу для сомнений. Если уж сравнивать  с чем-то знакомым,то я бы сравнил пламя Ф1 с пламенем керосин-азотнокислотного двигателя ,вряд ли лучше 260 сек.Уж ,если в последующем не стали применять вместо РДТТ шаттла :Удельный импульс смеси 242 секунды на уровне моря и 268 в вакууме,то ,возможно ,и до таких параметров не дотянули.

[Dachnik]

Просто,если все честно идостоверно.Если бы Ф1 не оставлял за собой шлейф  красного огня и копоти длиной 500-600метров,в эти цифры  можно было бы верить.Но вот, копоть и 600 метров(6 корпусов ракеты) полыхающего чернокрасным огнем выхлоп дают пищу для сомнений. Если уж сравнивать  с чем-то знакомым,то я бы сравнил пламя Ф1 с пламенем керосин-азотнокислотного двигателя ,вряд ли лучше 260 сек.Уж ,если в последующем не стали применять вместо РДТТ шаттла :Удельный импульс смеси 242 секунды на уровне моря и 268 в вакууме,то ,возможно ,и до таких параметров не дотянули.

Насчет сажи, все это выдумки Велюрова.
Вот схемка ракетного двигателя с охлаждением камеры сгорания и сопла горючим.

Вдоль стенок сопла газ охлаждается.
Велюров для реальных газов при таких перепадов давления и температуры, применяет уравнение Менделеева -Клайперона
для идеальных газов и равновесных процессах.
Да по этим уравнениям  температура на срезе сопла равна температуре в камере сгорания, деленной на степень расширения.
Для Сатурна 3500С /16 = 219С  +@>
Вот пламя выхлопа Сатурна

Судя по цвету, белый цвет говорит о температуре 1300С, коричневый 600С
Вот картинка на эту тему.

Газ, идущий вдоль охлаждаемых стенок сопла, имеет меньшую температуру, потому выглядит темнее.
Велюров утверждает, что это сажа  - продукт не полного сгорания керосина. 

[Метафизик]

Для американского F₁ сила тяги 790000 кГ,

790 000 кГ = 790 тоннс!

в Технической системе единиц нет размерности массы.
Если перевести в систему СИ, то в числителе будут ньютоны с размерностью кг*м/сек²
В знаменателе кг/сек без перевода веса в массу. Будет то на то.

[Олег Владимирович Лавринович]

Насчет сажи, все это выдумки Велюрова.
Вот схемка ракетного двигателя с охлаждением камеры сгорания и сопла горючим.

Вдоль стенок сопла газ охлаждается.
Велюров для реальных газов при таких перепадов давления и температуры, применяет уравнение Менделеева -Клайперона
для идеальных газов и равновесных процессах.
Да по этим уравнениям  температура на срезе сопла равна температуре в камере сгорания, деленной на степень расширения.
Для Сатурна 3500С /16 = 219С  +@>
Вот пламя выхлопа Сатурна

Судя по цвету, белый цвет говорит о температуре 1300С, коричневый 600С
Вот картинка на эту тему.

Газ, идущий вдоль охлаждаемых стенок сопла, имеет меньшую температуру, потому выглядит темнее.
Велюров утверждает, что это сажа  - продукт не полного сгорания керосина. 

Я знаю точно,что более холодный газ свободно пропускает излучение от более горячего,пламя ЖРД на керосинкислороде сверкает,как электросварка нестерпимо белым светом,На фоне этого света рассмотреть более холодную струю невозможно физически. Такой непрозрачный фартук из черной копоти возможен в двух случаях.
1Й: Поток содержит  ,около 30-50% от расхода компонентов , довольно крупные аэрозоли,жидкие или твердые или смесь ,не важно.Газ исключен по условиям прозрачности газов для сверхравновесного излучения.
Велюров на мое мнение влиять не мог. К этому выводу я пришел независимо от Велюрова и с его версией познакомился позже.Про Велюрова скажу, ракетно-грамотный мужик.
Кислород керосиновые движки РН Союз,так же льют керосина ЗНАЧИТЕЛЬНО  больше,чем может сгореть,однако сверкание пламени ничто не затеняет.
2Й: Мы видим нарисованную анимацию.

[Dachnik]

Я знаю точно,что более холодный газ свободно пропускает излучение от более горячего,пламя ЖРД на керосинкислороде сверкает,как электросварка нестерпимо белым светом,На фоне этого света рассмотреть более холодную струю невозможно физически. Такой непрозрачный фартук из черной копоти возможен в двух случаях.
1Й: Поток содержит  ,около 30-50% от расхода компонентов , довольно крупные аэрозоли,жидкие или твердые или смесь ,не важно.Газ исключен по условиям прозрачности газов для сверхравновесного излучения.
Велюров на мое мнение влиять не мог. К этому выводу я пришел независимо от Велюрова и с его версией познакомился позже.Про Велюрова скажу, ракетно-грамотный мужик.
Кислород керосиновые движки РН Союз,так же льют керосина ЗНАЧИТЕЛЬНО  больше,чем может сгореть,однако сверкание пламени ничто не затеняет.
2Й: Мы видим нарисованную анимацию.

Почему Вы думаете, что конструкторы на могут обеспечить излишнюю подачу кислорода, а не керосина.
Процесс подачи кислорода и керосина гораздо проще, чем у дизельного двигателя.

В дизельном двигателе можно поддать горючего, но количество воздуха зависит от числа оборотов.
Пока двигатель оборотов не наберет, он может и коптить.
Холодный двигатель так же  может коптить.
В кислородно-керосиновом резаке кислорода подается заведомо больше, чем необходимо для сжигания керосина.
И не сверкает пламя резака, как электросварка.

Кислородная резка[1] стали, основана на свойстве железа гореть в струе чистого кислорода, будучи нагретым, до температуры, близкой к температуре плавления.

Сильная струя кислорода необходима еще для того, чтобы продувать рез от расплавленного металла.
У неопытных резчиков, экономящих кислород, металл так и застывает в шве.

Но не в этом дело.
Говорить о том что фотки фотошопные и не мог Сатурн-5 взлететь, это становится на позицию, обхохатывающегося  под шконкой над тягой двигателя 790 тонн, при весе ракете под 3000 тонн.
Ну не знает он, что двигателей пять и общая тяга в уровне земли 680*5 = 3400 тонн.

[Олег Владимирович Лавринович]

Почему Вы думаете, что конструкторы на могут обеспечить излишнюю подачу кислорода, а не керосина.
Процесс подачи кислорода и керосина гораздо проще, чем у дизельного двигателя.

В дизельном двигателе можно поддать горючего, но количество воздуха зависит от числа оборотов.
Пока двигатель оборотов не наберет, он может и коптить.
Холодный двигатель так же  может коптить.
В кислородно-керосиновом резаке кислорода подается заведомо больше, чем необходимо для сжигания керосина.
И не сверкает пламя резака, как электросварка.Сильная струя кислорода необходима еще для того, чтобы продувать рез от расплавленного металла.
У неопытных резчиков, экономящих кислород, металл так и застывает в шве.

Но не в этом дело.
Говорить о том что фотки фотошопные и не мог Сатурн-5 взлететь, это становится на позицию, обхохатывающегося  под шконкой над тягой двигателя 790 тонн, при весе ракете под 3000 тонн.
Ну не знает он, что двигателей пять и общая тяга в уровне земли 680*5 = 3400 тонн.

Уважаемый Дачник! Вы вторглись заново в тему ,которая уже давно перелопачена и добавить там нечего.
!.Кислород добавлять больше чем нужно для сгорания и охлаждать кислородом  можно только теоретически.На практике  это чревато возгоранием стенок горячего кислородного тракта.От локальных превышений температуры не застрахован ни один тракт.
Кстати,газификацию кислорода,пропуск газообразного и горячего через полнопоточную турбину и сжигание его в газообразной форме решено именно в Кузнецовских двигателях замкнутой схемы.Для американцев это решение казалось невероятным и они его не отрабатывали.
2.Кислород никогда не даст копоти! Как не коптит кислородный резак(у резака ,кстати ,2 тракта,в одном ацетилен или керосин сгорает стехиометрически,жарким ,некоптящим пламенем,а по другому ,через горячий мундштук и затем,через горячее пламя подается струя чистого кислорода,которая нагревается окончательно в пламени первого тракта и встречается с металлом уже нагретая там до сотен градусов,металл при этом загорается и уже греет сам себя. То же может произойти и в кислородном тракте ЖРД и по началу такие аварии были .
Подача  лишнего чистого кислорода в любое место жрд  ,приведет к прогоранию и  взрыву. Любой сварщик знает,недостаточная подача горючего в горелку и кислое пламя проскакивает внутрь горелки и разрушает ее изнутри.
Что касается реальности или нереальности Сатурн 5 ,то ,как мы на разных темах обсуждали,в космических делах правда перемешана с вымыслом,дезинформацией и откровенной ложью.И соотношение фальши и реалий не в пользу амеров. Врать(вводить в заблуждение противника ) они умеют!
Помните лозунг,догоним и перегоним америку по потреблению масла (сливочного) на душу населения.
Так вод,наивные  советские люди стали реально развивать молочное животноводство,что б получить такое же количество(вологодского или подобного) масла на душу населения, как в Америке.А предприимчивые американцы при этом жрали(кормили население) эрзацмасло ,на 90% искуственно синтетической массой(гидратация растительных жиров на химзаводах).Попробуй, догони их!Кстати,маргарина в СССР было достаточно.Так и с космосом.Последующая история это доказала,что пилотируемый задел у них нулевой,да и в ЖРД технологиях они отстали.А "хатим,бля,плонируем,нах" это у них красиво поставлено.
После распада СССР и рассекречивания многих тайн ракетной техники во многих городах имеются музеи и открытые площадки,где выставлены реальные образцы ракет,двигателей и агрегатов в препарированном и живом виде.Приходи,щупай,смотри. Есть ли подобное в сша? Макеты,макеты,кругом одни макеты(тропический климат убивает нержавеющие жаропрочные сплавы,как соляная кислота цинк).

[Dachnik]

Уважаемый Дачник! Вы вторглись заново в тему ,которая уже давно перелопачена и добавить там нечего.

О чем Вы, уважаемый?
Ведь это вы вытащили старую тему, в которой без понятия, а теперь на меня валите.
О каком охлаждении сопла кислородом вы говорите.
Навешу я замок, от греха.