Грузоподъемность ракеты

Почему ракета имеет гораздо большую грузоподъемность при размещении объекта на НОО по сравнению с размещением объекта на более дальних орбитах, например, на Луне? Если ракета имеет достаточную тягу, чтобы доставить в космос более тяжелый объект, то почему некоторые дополнительные ступени тяги не позволят ей доставить тот же полезный груз на Луну?

Соотношение между дельта-v (примерно коррелирует с набором высоты) и требуемым топливом нелинейно. Если вы хотите поднять больше топлива на орбиту, вам нужно сжечь гораздо больше топлива, чтобы доставить это топливо на орбиту. Это называется тирания ракетного уравнения. Вам нужно не только топливо, чтобы добраться с НОО до лунной орбиты, вам также нужно топливо, чтобы поднять топливо. Вот почему грузоподъемность Lunar намного ниже, чем можно было бы интуитивно ожидать.
Что касается первой ступени, то эти «дополнительные ступени тяги» — это просто полезная нагрузка, которая напрямую вычитается из фактической полезной нагрузки, которую вы можете оторвать от земли.
Я думаю, вас могут заинтересовать статьи Википедии, использующие этот файл (в основном статья о delta V )
@UEFI Ваш комментарий хорошо описывает проблему интуитивно. Вы должны опубликовать это как ответ.
@UEFI и другие. Основное предположение в моем вопросе заключается в том, что нам не нужно много топлива, чтобы поддерживать движение космического корабля, когда он находится над атмосферой, поскольку сопротивления нет. Оказавшись на НОО, нам нужно топливо только для противодействия гравитационному затуханию орбиты и, возможно, для некоторой корректировки курса при ее дальнейшем движении. Таким образом, топливо, необходимое для подъема общего веса (фактическая полезная нагрузка, такая как спутник и т. д. + топливо, необходимое для преодоления гравитационного распада + топливо для коррекции курса и т. д.) в космос, не должно быть такой большой проблемой, что касается размещения полезной нагрузки на более дальних орбитах / Луне. Правильный?
@Niranjan, среди прочего, вы путаете вес и массу. Потери аэродинамического сопротивления едва ли имеют отношение к запуску. Гравитация не является причиной орбитального распада, а «сопротивление», которое необходимо преодолеть, чтобы выйти на более высокую орбиту, — это собственная инерция космического корабля, которая не зависит от гравитации Земли. Чтобы перейти с НОО на более высокую орбиту, космический корабль должен разогнаться до более высокой скорости, и его способность делать это зависит от того, какая часть его массы приходится на топливо, и от скорости истечения... вот тут и возникает уравнение ракеты.
@Niranjan: Основная проблема здесь - ваше основное предположение. Это неверно.
@Кристофер. Почему нам нужно «ускоряться», чтобы двигаться к более дальнему пункту назначения? Просто продолжайте двигаться с постоянной скоростью, с тягой, достаточной, чтобы преодолеть гравитационное затухание (кто-то на этом форуме сказал, что это затухание продолжается до тех пор, пока нас не захватит какая-то другая гравитация) и по мере необходимости вносите поправки в курс. Так как мы уже над атмосферой, то в космосе другого сопротивления нашему движению практически нет. Ведь такому движению в пространстве (без всякого сопротивления) учат в школах. (если только нам не нужно ускоряться, чтобы преодолеть гравитационный распад)
Орбитальная механика @Niranjan просто так не работает. То, что вы описываете, не преподается ни в одном учебном заведении, достойном того, чтобы называться школой. «Гравитационное затухание» — это даже не реальная вещь, по крайней мере, не относящаяся к космическому кораблю: гравитация — это то, что в первую очередь создает орбиты, а не заставляет их распадаться. Единственный вид «распада», с которым обычно приходится иметь дело космическим кораблям, - это аэродинамическое сопротивление от следов атмосферы, присутствующих на низкой орбите.

Ответы (4)

Другие ответы верны, но их может быть слишком сложно понять интуитивно. Самый простой способ понять это — рассуждать противоположным образом.

У вас есть ракета, которая может лететь на Луну. В какой-то момент полета у него уже достаточно скорости, чтобы облететь вокруг Земли, и немного топлива, чтобы долететь до Луны. Если бы вместо дополнительного топлива на оставшуюся часть пути вы указали ту же массу в качестве полезной нагрузки, вы бы получили именно это: больше полезной нагрузки на НОО.

Возможно, это ближе всего к тому, что я искал. Между прочим, я не собираюсь вращаться вокруг Земли на НОО, я просто имел в виду высоту.
Мне нравится этот, это самый простой способ изложить, к чему я стремился в своем ответе, но позволяет избежать всех осложнений.
@Niranjan простое достижение высоты нижней околоземной орбиты (скажем, 200-400 км) потребует гораздо меньше топлива, чем выход на стабильную орбиту [обязательно xkcd: what-if.xkcd.com/58 ] Но это довольно бессмысленно: вся ваша полезная нагрузка упадет на землю. В любом случае, даже если вы на самом деле не вращаетесь вокруг Земли на пути к Луне (хотя все Аполлоны делают это, просто чтобы просмотреть контрольные списки и прочее), вы должны иметь скорость, чтобы сделать это в какой-то момент, потому что скорость добраться до Луны выше.

Короткий ответ: ракетное уравнение Циолковского . Вам нужна некоторая скорость, чтобы достичь некоторого положения (орбиты или тела) в пространстве. Дальше положение - больше скорость. Больше скорость - больше масса топлива, и эта зависимость нелинейна и не в пользу скорости.

Δ в "=" в е п ⁡ ( м 0 / м ф )

где:

Δ в - теоретическое максимальное приращение скорости,
м 0 - начальная масса, включая баки, двигатели, авионику, топливо и (конечно) полезную нагрузку,
м ф - конечная масса, это может быть только полезная нагрузка, в зависимости от назначения и конструкции ракеты (полезная нагрузка может быть очень широкой, включая ступень для полета на Луну, Марс и т.д., со своей полезной нагрузкой),
в е - скорость истечения выбранного типа топлива для выбранного типа двигателя,
п ⁡ ( ) - натуральный логарифм.

Если вы добавите ступень, вы добавите начальную массу, и да, вы сможете доставить ту же полезную нагрузку на Луну, но по цене гораздо более тяжелой ракеты. И это будет другая ракета, чем для НОО. Или ракета может быть такой же, но с меньшей полезной нагрузкой.

«по цене гораздо более тяжелой ракеты»: которая может не подняться с площадки. На самом деле это другой вариант, масса дополнительной ступени выходит из полезной нагрузки.
Если кто-то новичок в ракетной технике, стоит отметить, что этот эффект является настолько жестокой доминирующей силой, что известен как «тирания ракетного уравнения».
Действительно, ключ в том, чтобы признать, что «если ракета имеет достаточную тягу, чтобы вывести более тяжелый объект в космос», у нее недостаточно тяги , чтобы доставить этот объект и дополнительные ступени в космос.
Добавление ступени может уменьшить размер двигателя, необходимого для того, что раньше было первой ступенью. Пока ракета не приблизится к орбитальной скорости, уменьшение тяги, создаваемой двигателем, увеличит время, затрачиваемое на борьбу с гравитацией, тем самым увеличив общее требование дельта-V, тем самым ограничивая, насколько малым может быть двигатель. Однако, когда ракета находится на любой орбите за пределами атмосферы, уменьшение размера двигателя увеличит время, необходимое для достижения более высокой орбиты, но не общее дельта-Т, необходимое для ее достижения.

Возможно, станет понятнее, если сказать, что делают ракеты . Они меняют скорость . В космическом плане это delta-v .

Ступень ракеты может изменить вашу скорость только на ограниченную величину. Различные цели в космосе требуют разного изменения скорости (низкая орбита: 8 км/с, низкая орбита Луны: 12 км/с).

Если ваша ступень ракеты не может обеспечить все необходимое изменение скорости, вам понадобится хитрость. Хитрость заключается в том, чтобы заменить часть полезной нагрузки первой ракеты другой ракетой, которая может выстрелить после того, как первая будет израсходована.
Хорошая новость: теперь у вас есть изменение скорости как первой ракеты, так и второй ракеты.
Плохая новость: большая часть полезной нагрузки теперь приходится на вторую ракету.

Итак, в вашем примере при достижении низкой орбиты вся полезная нагрузка может быть полезной нагрузкой, если вы только намеревались зайти так далеко. Но если вам нужно отправиться дальше на Луну, потребуется дополнительное изменение скорости, поэтому часть полезной нагрузки должна быть дополнительной ракетой.

Почему легче пройти половину горы, чем дойти до вершины?

Предположим, что вы уже находитесь на низкой околоземной орбите. У вас есть полезная нагрузка X, которую вы хотите вывести на более высокую орбиту, скажем, GEO. Затем вы можете вычислить deltaV, необходимое для перемещения этой полезной нагрузки между орбитами, и топливо, необходимое для создания этого deltaV.

Но необходимое топливо не помещается на НОО волшебным образом. Вам нужно запустить его (и, возможно, ступень ракеты, которая будет его использовать) с земли на НОО. Это требует больше топлива, а значит, вам нужна либо большая ракета, либо несколько запусков меньших ракет.

Вы логичны, но я с нетерпением жду небольшого увеличения скорости, просто чтобы избежать LEO, и не беспокоясь о времени, необходимом для достижения пункта назначения, надеюсь, он продолжит движение к Луне, с меньшими тягами для коррекции курса и т. д. это это то, что я имел в виду под "некоторой дополнительной тягой"..
@Niranjan: К сожалению, физика так не работает. Вам нужно определенное количество deltaV для перехода с НОО на ГСО (или транслунную орбиту, или что-то еще). Не имеет значения, применяется ли это deltaV очень медленно, как, например, с ионным двигателем, или быстро с большой ракетой. Если вы примените большее значение deltaV, чем это необходимо, вы либо промахнетесь, либо вам придется применять противоположное значение deltaV для торможения.
Грузоподъемность ракеты
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v