Какая в настоящее время эксплуатируемая орбитальная ракета-носитель достигает наивысшего удельного системного импульса?

В первую очередь я ищу сравнение эксплуатируемых в настоящее время орбитальных ракет -носителей по удельному импульсу системы или I ssp , и получить справедливое представление о достижимых характеристиках ракетного топлива, а не только о теоретическом максимальном уровне моря и удельном импульсе топлива в вакууме, или I sp , на вес. Чтобы в ответах также были прямые цитаты, предоставьте следующую информацию:

  • Наивысший I ssp , достигаемый при полной конфигурации ракеты-носителя , и
  • Наивысший I ssp достигается на одной ступени ракеты .

Для полноты приведите также наиболее важную техническую информацию о них, например, общий импульс, обеспечиваемый массой содержащегося топлива, общая (влажная) масса двигательной установки, использованное топливо и т. д. Чтобы сохранить управляемость длины ответов, мы ограничим себя только самые высокоэффективные ракеты-носители и ступени, но если вы также можете предоставить ссылки на любые такие сравнения внешней ракеты-носителя и ступени ракеты I ssp , которые являются более полными, тогда даже лучше.

Изменить, чтобы добавить : некоторые связанные списки, которые могут помочь вам ответить на мой вопрос:

Престижность @PearsonArtPhoto за первую ссылку, которая также позволяет сортировать ракетные двигатели по их тяговооруженности , что, по сути, является тем, о чем этот вопрос, и делает почти всю работу, чтобы ответить на вторую часть моего вопроса. Поскольку одни и те же ракетные двигатели могут использоваться на разных пусковых установках и конфигурациях их ступеней, потребуется проделать некоторую дополнительную работу, но это отличное начало.

Для ответа потребуются данные, которые я обычно не видел в открытом доступе. В частности, чтобы интегрировать общий импульс, вам необходимо знать профиль тяги как функцию времени. Или если не профиль тяги, то профиль дросселирования как функция времени, Isp как функция высоты и высота как функция времени.
TWR имеет очень мало общего с вопросом, потому что масса двигателя обычно очень мала по сравнению с массой топлива.

Ответы (2)

Текущая пусковая установка с самым высоким общим удельным импульсом системы почти наверняка является Delta IV Heavy .

Насколько я могу судить из списка нынешних орбитальных ракет -носителей Spaceflight 101, это единственная ракета-носитель, использующая водородные двигатели на всех этапах. Все остальные используют гиперголики, керосин или твердые вещества где-то в стеке, и все они имеют гораздо меньший удельный импульс, чем водород.

Как отмечает Марк Адлер, трудно получить точные цифры удельного импульса системы, потому что они требуют знания кривой зависимости Isp от высоты двигателей и графика дроссельной заслонки пусковой установки. Сложность планирования дроссельной заслонки, в частности, означает, что расчет лучше всего выполнять как итеративное моделирование с дискретным временем, а не аналитически.

На каждом временном шаге моделирования:

  1. Удельный импульс двигателя определяется исходя из текущей высоты
  2. Текущая тяга рассчитывается по удельному импульсу и дросселированному расходу топлива.
  3. Мгновенный импульс вычисляется путем интегрирования тяги по продолжительности временного шага и суммируется с общим импульсом.

Окончательный общий импульс, разделенный на стартовую массу без полезной нагрузки, дает удельный импульс вашей системы.

Я разрабатывал такую ​​симуляцию. Я сделал обоснованные предположения о дросселировании и сделал все возможное, чтобы исследовать другие проблемы. Симуляция не совсем точна, но результаты, которые она дает, достаточно согласуются с реальностью.

В конце концов, соревнование по удельному импульсу системы даже близко не стоит: Delta 4 Heavy (обновление RS-68A) на 20% лучше, чем что-либо еще, на что я смотрел, потому что Isp водорода намного лучше, чем у других распространенных видов топлива. .

Мое моделирование дает следующее для запусков с максимальной полезной нагрузкой на НОО 200 км:

Launcher         Issp      Comments 
Falcon 9 FT      259 s     all kerosene
Ariane 5 ECA     262 s     solids + hydrogen
Saturn V/INT21   293 s     kerosene + hydrogen
Delta IV Heavy   352 s     all hydrogen

Расчет удельного импульса ступени для одиночной верхней ступени проще; Предполагается, что горение происходит в вакууме, поэтому это просто доля топлива в ступени, умноженная на удельный импульс двигателя. Победителем стал 5-метровый разгонный блок DCSS Delta IV с удельным импульсом ступени 409,5 с.

Хороший ответ с Issp некоторых пусковых установок, чтобы лучше понять, насколько эти пусковые установки отличаются друг от друга. Очень полезная информация. Но не могли бы вы показать в более подробном ответе или в комментариях расчеты, которые вы сделали, хотя бы расчеты одного из пусковых установок.
Это лучше?
Да однозначно да. Я думал, что вы, возможно, где-то нашли те данные или подробные информационные материалы, которые необходимы для расчета, потому что я и раньше искал информацию, необходимую для расчета Issp, но безрезультатно. Эта работа, которую вы сделали, является большой работой.
В результате Delta Heavy я предполагаю, что речь идет о модернизированной версии RS-68A, верно? И симуляция, которую вы сделали, это своего рода программа, которую вы должны купить или которую вы можете найти и получить в Интернете, или что-то еще. Извините, потому что это звучит как обсуждение, которое не имеет отношения к вопросу, но мне было интересно узнать об Issp, а также я видел даже другие вопросы в ваших комментариях для моделирования, выполненного для определения массы полезной нагрузки на орбите, поэтому я хотел бы чтобы узнать, как это моделирование может быть сделано для Issp в этом случае или даже для других вещей ракетной техники.
D4H с РС-68А, да. К сожалению, симуляция не является готовым программным обеспечением, это то, над чем я работаю сам, вдохновленный работой Брейнига. braeunig.us/apollo/saturnV.htm Я могу открыть исходный код в будущем, но пока не готов. У меня есть определенное доверие к симулятору, потому что результаты, например, для стека Аполлон / Сатурн V достаточно хорошо соответствуют хорошо задокументированному фактическому полету.
Я понимаю и, глядя на работу Браунига, могу представить, чего вы добиваетесь, я бы сказал, замечательная работа. Продолжай, Рассел, заканчивай свой проект и открывай исходный код, это дает такое ощущение, как инженер-ракетчик или проектор для важных миссий. Мои комплименты за вашу работу, потому что я бы сказал, что ваша работа, когда она будет закончена и опубликована на веб-сайте, вдохновит многих людей, которым нравится ракетно-космическая техника.
@RussellBorogove Falcon 9 FT в этом случае имеет 6,8 МН или 7,6 МН. Тяга 1-й ступени имеет два значения на странице Википедии. Ранее SpaceX заявляла, что двигатели могут дать больше мощности. С каким значением вы сделали расчеты или моделирование?
@RussellBorogove, не могли бы вы дать представление о том, каким будет Issp для Atlas V 401 и 551 (самые маленькие версии без твердых частиц и самая большая версия Atlas V) и для простой Delta IV самая маленькая версия без твердых ускорителей? Конечно, ваш ответ очень хорош, и, поскольку вопрос в том, что является высшим, вы ответили на него, и все в порядке. Но мне просто было любопытно узнать об этих версиях ракет, о которых я спрашиваю.

Используя данные из Википедии о запуске ракеты, самым высоким ISP для двигателя первой ступени, по которому есть общедоступные данные, является двигатель Vulcain, используемый Ariane 5. Значение будет где-то между 318 и 446, в зависимости от того, как именно вы его считаете.

Самая высокая ступень - GSLV Mk I или верхняя ступень Delta III / IV, обе из которых достигают 462 ISP.

На этой странице отсутствует много данных; RS-68 на Delta IV имеет интернет-провайдера на уровне моря 365, поэтому вполне может составить конкуренцию Ariane за свои деньги для удельного импульса системы.
Если у вас есть дополнительная информация, не стесняйтесь добавлять свой собственный ответ ;-)
и я думал, что SSME Isp около 500, но они больше не работают.
Я только что проверил их статистику, SSME было 450+ в космосе и 360+ на уровне моря.
Как можно посчитать ISp, чтобы получить два значения так далеко друг от друга??
@SF.: эффективность в вакууме выше, чем когда на выхлоп давит атмосфера.
@ Jim2B: у SSME не хватило тяги, чтобы поднять стартовый стек. Шаттл даже со стартовой площадки не покидал без СРБ (у которых был довольно паршивый ИСП), так что "для полной конфигурации стартовой ступени" шаттл отстает совсем немного, а "на одну ступень ракеты" - точно не были на уровне моря, когда их можно было рассматривать как одну ступень ракеты.
@СФ. Я знаю это. Мой опыт работы в области аэро- и астро-инженерии. ОП упомянул, что хочет получить информацию о ракетах-носителях и этапах. SSME используется на этапе «челнока», поэтому эта информация уместна. Плюс все наземные ракеты-носители используют ступени (шаттл считается 1,5 ступенью). Если рассматривать I s pяс п из комбинированных этапов для каждого из этих стеков каждое упомянутое транспортное средство будет работать намного хуже, чем показано. Простое сравнение второй или третьей ступени другого стека с объединенным стеком челнока вводит в заблуждение, вплоть до нечестности.
Еще пара случайных моментов: на самом деле эффективнее использовать более низкий I s pяс п двигатель изначально (это одна из причин, почему твердые ускорители так распространены в пусковых стеках). Как бы вы оценили I s pяс п комбинированного стека для справедливого сравнения стека с ускорителями и многоступенчатым стеком? Возможно, доля полезной нагрузки (+ транспортное средство) в космосе является лучшим показателем производительности ракеты, и в этом случае «Шаттл» (6,5%) убивает «Ариан» (2,5%), «Титан 23G» (4,1%) и «Сатурн-5» (4,3%) en.wikipedia. org/wiki/Полезная_фракция
Орбитальный корабль-шаттл наиболее обоснованно считается пусковой установкой, а не полезной нагрузкой, поэтому доля полезной нагрузки составляет 1,3%.
4,3% доли Сатурна V на НОО? (доля полезной нагрузки как полезная нагрузка + транспортное средство + оставшееся топливо. )
Вероятно; предлагаемая конфигурация Saturn V INT-21 (2 ступени до НОО с заменой S-IVB на полезную нагрузку) дает около 4,3% до НОО-200 км.
Какая в настоящее время эксплуатируемая орбитальная ракета-носитель достигает наивысшего удельного системного импульса?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v