Как меняется масса ракет-носителей с течением времени между землей и орбитой?

Я хотел бы увидеть некоторое сравнение между различными пусковыми установками относительно того, как быстро их масса уменьшается со временем (или высотой, или скоростью). Есть различия в габаритном классе, типе топлива, количестве и размерах твердотопливных ускорителей, общих активных зонах, времени горения первой ступени и, конечно, многом другом. Было бы интересно узнать что-нибудь о том, как современные и исторические пусковые установки отличаются в плане избавления от массы с течением времени.

Вы имеете в виду просто трал через Википедию, разделяющий топливные загрузки ступеней по времени их горения? (например, Сатурн 5, этап 1 составляет около 2000 тонн за 160 секунд или около того)?
Что вы подразумеваете под "массой пусковой установки"? Вы имеете в виду, как быстро расходуется топливо? Как выделяют ранние стадии? Когда обтекатель сбрасывается? Сумма всего?
@Andy Что меня действительно интересует, так это то, как разные философии дизайна пусковых установок сравниваются в этом отношении. Как скоро масса (топливная и выбрасываемая ступени) дает результаты с точки зрения высоты и скорости. К чему приводят разные варианты дизайна профилей запуска. Я не хочу, чтобы вы тратили свое время на просмотр конкретных номеров Wiki как таковых.
@Rikki-Tikki-Tavi В идеале я хотел бы знать, как уменьшается оставшаяся масса пусковых установок в течение нескольких минут, необходимых им для достижения орбиты. Если он значительно различается между типами.
Это хорошее замечание о философии дизайна. Например, первая ступень Saturn 5 использовала топливо RP-1, несмотря на его более низкую эффективность (более низкий удельный импульс), либо для снижения общего объема, либо просто для получения достаточной тяги с пусковой площадки. Его верхние ступени используют более эффективный водород, потому что они уже будут в воздухе, когда придет их очередь. (К сожалению, сейчас у меня нет ссылки на это - просто я где-то читал...)
@Энди, причина в том, что уравнение ракеты начинает действительно показывать свои зубы, только если вы хотите большее количество Delta-v. Для первой ступени водород или керосин не имеют большого значения.
Ответом будет просто общий массовый расход топлива... вот почему я думаю, что потенциальные ответчики как бы ломают голову над этим. Например, используется STS, в круглых цифрах 3000 фунтов в секунду на 2-м этапе.

Ответы (1)

Почти во всех случаях общая кривая зависимости массы от времени для многоступенчатой ​​пусковой установки будет аппроксимировать кривую экспоненциального затухания; такова природа ракетного уравнения.

Внутри каждой ступени, если все двигатели ступени запускаются при постоянном дросселировании, снижение массы на этом участке полета будет линейным. Многие пусковые установки снижают дроссель в ходе горения ступени, чтобы контролировать перегрузку, что делает снижение массы более близким к кривой экспоненциального затухания.

Вот один из результатов моделирования для Saturn V с полезной нагрузкой Apollo:

Масса Сатурна в зависимости от времени

Каждая ступень, как правило, линейна, хотя есть небольшой перегиб ближе к концу работы первой ступени, когда центральный двигатель отключается для ограничения перегрузки, и два перегиба ближе к концу работы второй ступени для отключения центрального двигателя и топливной смеси. сдвиг соотношения. Вертикальные скачки в сюжете — это события падения сцены.

Вот несколько более современных примеров: Falcon 9, Delta IV Medium (4,2), Vega и Proton M. Для F9 и D4 я смоделировал резкое понижение газа, поэтому кривые массы ступени изогнуты. Это верно для Дельты, но, возможно, не для Сокола; если бы двигатель постепенно снижал обороты, кривая массы ступени была бы плавной, но общая форма была бы практически такой же. Первые три ступени Веги — это твердые вещества с низким удельным импульсом, поэтому кривая их массы немного глубже, чем у других.

Кривые зависимости массы от времени

Индивидуальные варианты конструкции пусковой установки, по-видимому, объясняют больше вариаций точной формы кривой, чем исторические тенденции.

Тем не менее, в современных ракетах-носителях существует тенденция использовать верхние ступени с очень малой тягой (Falcon 9 немного отличается), поэтому их графики имеют тенденцию быть немного более крутыми в начале и более пологими в конце. Ariane 5 ES — образец тренда:

введите описание изображения здесь

Atlas LV-3B, используемый для орбитальных полетов Меркурия, является противоположностью этой тенденции, с высоким ускорением на всем протяжении и очень коротким временем выхода на орбиту; его массовая кривая несколько более пологая, но не столь резко:

введите описание изображения здесь

Отличный ответ! Очередной раз. Вы говорите, что изломы на кривых вызваны дросселированием. А как насчет снижения массы за счет выброса пустых ускорителей или ступеней? И даже если данные недоступны, как эти профили масса/время качественно соотносятся с Протоном, который (я думаю) отделяет свою первую ступень раньше? А с твердыми только первые ступени, как МБР или индийские PSLV.
Или испытательный пуск Ares I с твердотопливной первой ступенью.
Вертикальные прыжки - это ступенчатые падения; более легкие изгибы - это дроссельные заслонки. Я прокомментирую график Saturn V, так как на нем происходит больше всего, и я попробую Proton и твердотельную пусковую установку и посмотрю, интересны ли графики.
Раннее разделение первой ступени Proton связано с его конструкцией 3STO. На самом деле это самый близкий из моих примеров к «идеальному» экспоненциальному распаду.
Вега интересная.
Как меняется масса ракет-носителей с течением времени между землей и орбитой?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v