Почему ракеты отделяются от обоих накладных ускорителей одновременно, а не по одной? (Delta IV Heavy, Falcon Heavy, Ангара)

Основная идея поэтапной ракетной техники состоит в том, чтобы во время запуска как можно быстрее избавиться от массы пустых баков и так далее, не так ли? Таким образом, в идеале вы должны сбрасывать их по одному, как только они опустеют.

Насколько я знаю, Delta IV Heavy делает, а Falcon Heavy и Angara планируется сбросить свои общие боковые ядра-ускорители одновременно (с Ангарой планируется до 6 ремешков на общих ядрах, я не знаю, будут ли они сбрасывать по 2 за раз). или все 6 сразу). Но почему бы не бросить только один за раз?

Одним из аргументов в пользу одновременного разделения может быть сохранение симметрии и стабильности. Но по крайней мере наивно, если ракета повернется на 90 градусов так, что три ядра окажутся друг над другом, то удаление одного из них не должно создавать никакой асимметрии.

Кроме того, хотя SpaceX планирует повторно использовать свои ускорители, Delta IV Heavy этого не делает. SpaceX нужны ускорители на боковых ядрах, чтобы мягко приземлиться. Но почему у Delta IV Heavy есть ракетные двигатели на боковых ядрах? Двигатели, которые сбрасываются, когда в центральном ядре остается топливо. Почему бы не прикрепить все ракетные двигатели к центральному ядру и просто использовать боковые подвесные баки?

Для Atlas V, Ariane 5, Proton, SLS пустой вес небольших боковых ускорителей может быть слишком мал, чтобы о нем слишком сильно заботиться. Но это должно быть совсем по-другому с ракетами, использующими 3 или более ядер одинакового размера в связке.

Если все 3 бустера Delta IV Heavy выдыхаются одновременно, то все три должны одновременно разделиться. Но центральный еще некоторое время продолжает гореть. Это не 1-й этап из трех ядер, это 2+1 первый/второй этап. Кроме того, я прочитал на веб-сайте SpaceX spacex.com/falcon-heavy , что Falcon Heavy будет иметь «СИСТЕМУ ПЕРЕКРЕСТНОЙ ПОДАЧИ ТОПЛИВА… где топливо подается от боковых ускорителей к центральному сердечнику, так что центральный сердечник сохраняет значительное количество топлива после отделения ускорителей». Но если так, то почему они не опорожняются и не сбрасываются только по одному?
Что вы подразумеваете под "поворачивается на 90 градусов"? Вы говорите о буквальном направлении ракеты вбок, или вы имеете в виду «поставить ускорители друг на друга и использовать только по одному»? Потому что второй из них — это просто обычная серийная постановка; первое приведет либо к запуску ракеты по другой ракете, либо к тому, что весь корабль отклонится в сторону.
@LocalFluff: В конце концов, SpaceX отказалась от своей первоначальной идеи системы перекрестной подачи, потому что она была бы слишком сложной и больше не нужна из-за улучшенной тяги двигателей Merlin. Я думаю, что они приглушают центральный усилитель, чтобы он работал дольше, чем боковые усилители.

Ответы (4)

Ваше предположение, что вращение ракеты устраняет асимметрию, неверно.
Суммарную тягу ракеты можно представить в виде вектора. Этот вектор должен указывать на центр тяжести ракеты. Если этого не произойдет, тяга изменит направление ракеты. Легко видеть, что у ракеты с 1 ускорителем вектор тяги не будет указывать на центр тяжести.

Редактировать: если вы вращаете ракету, как вы описываете, изменение направления будет «вверх» или «вниз». В любом случае ракета попытается лететь по кругу. Дроссельная заслонка не поможет удержать ракету на курсе, если только вы не задушите ускорительные двигатели до нуля, и тогда зачем удерживать ускоритель?
Как говорит @TildalWave в комментариях, вы можете компенсировать это, закрепив двигатели, но тогда вы потеряете часть производительности.

Корпус ракеты всегда должен быть выровнен по вектору скорости. Если он выходит из выравнивания (т. е. поворачивается или скользит в сторону), сопротивление резко возрастает, и ракета рискует разбиться. Если вы сбросите один ускоритель, вы получите асимметричную тягу и сопротивление, оба из которых будут пытаться развернуть ракету. Чтобы выжить, вам нужно точно рассчитать время поворота сопла. Сбрасывание обоих ускорителей — гораздо более простой и менее рискованный маневр: вам просто нужно убедиться, что разделительные заряды срабатывают одновременно.

Возможно, стоит принять во внимание, что центр тяжести ракеты меняется.
Строго технически, дроссельные или карданные двигатели могут компенсировать боковое изменение ЦТ на несколько метров за счет изменения вектора тяги за счет немного более низкой производительности, возможной более высокой вибрации (выхлопные газы могут пересекаться, что приводит к обратно распространяющейся ударной волне) и несколько большего времени реакции и /или уменьшенный диапазон управления ориентацией. Большая проблема с такой конфигурацией будет меньше оптимального соотношения T/W, если ядра будут исчерпаны последовательно, а не параллельно. Вплоть до того, что он может даже не оторваться от земли, поскольку одно ядро ​​​​ускорителя будет лежать мертвым грузом, пока другое не сгорит.
В случае Up (при сбросе верхнего бустера) вектор будет указывать вверх от гравитации Земли. Один дросселирует двигатели, чтобы поддерживать постоянную скорость набора высоты. Почему этот случай нестабилен?
Обсуждение атласа одного ускорителя v может быть интересным контекстом для подвесов, компенсирующих центральные двигатели.

Рассмотрим величину тяги, которую обеспечивают различные упомянутые боковые ускорители:

Falcon 9 Heavy: 9 Merlin 1D с тягой 155 килофунтов каждый = тяга 1,4 млн фунтов
Delta 4 Heavy: 1 RS-68 ~ тяга 600 килофунтов Araine
5: твердый P230 с тягой 1,45 млн фунтов
Ангара: РД-191 на УРМ с тягой ~432 килофунтов

Это не второстепенные цифры (уступая, моя точка зрения менее актуальна для Ангары и D4-H)

Если вы создаете нестабильность тяги в 1,4 миллиона фунтов на чем-либо, это плохо кончится.

Однако, поскольку парные боковые ускорители обычно загораются в одно и то же время, сгорают с одинаковой скоростью, используя одинаковые компоненты, они сгорают одновременно.

Ядро может быть дросселировано (D-4H и, вероятно, Ангара в будущем, пока только одна модель URM запущена на суборбитальную орбиту) или использовать перекрестную подачу (возможно, F9-H) в случае идентичных модулей ядра. Это может быть совершенно другая установка (Ariane 5, основной двигатель Vulcain или твердые тела), когда центральный сердечник и страпоны совершенно разные.

Одна из моделей Atlas с большим количеством цельных страпонов GEM меньшего размера зажигала воздухом некоторые из страпонов, как только они достигали определенной скорости/высоты, и бросала другие, чтобы получить преимущества в производительности.

Второй вопрос, который вы задали, был, почему двигатели в боковых ядрах. Это своего рода вопрос, почему все не так, как у Протона. Протон выглядит так, как будто у него есть центральное ядро ​​и куча страпонов меньшего размера, но у страпонов есть двигатели, использующие топливо из центрального ядра. И не отделяются.

В случае с F-9H и D-4H, которые несут все эти дополнительные двигатели на орбиту, это будет большой потерей веса, победив дельфинов на постановке. Дополнительные боковые ядра — это не столько большая стадия 1, сколько стадия 1 (боковые ядра) и стадия 1+ или 2 (центральное ядро).

Первоначальный Атлас сделал обратное. У него было три двигателя, и два боковых двигателя отбрасывались в качестве промежуточных, но сохранялся общий бак (баллонные баки, очень легкие).

Просто поясню заявление о российской ракете-носителе «Протон» — центральная активная зона не имеет двигателей, а представляет собой просто резервуары для гиперголического топлива. Все 6 двигателей находятся в подвесных "страпонах" (которые не разъединяются).

Все ракеты должны держать центр тяги (Ct) ниже центра масс (Cm).

Предположим на данный момент, что у нас есть ракета с двумя ускорителями; ракета и ускорители развивают тягу в 500 тонн. левый бустер находится в 3 м от центральной линии, а правый также в 3 м от центральной линии. Центр тяги можно определить, умножив тягу на расстояние от осевой линии для каждого двигателя (получив момент тяги), а затем разделив на общую тягу системы.

Точно так же центр масс можно определить, умножив массу на расстояние от базовой осевой линии, а затем разделив на общую массу. Предположим, что каждый ускоритель имеет массу 50 т, как и 1-я ступень, а разгонный блок — 25 т, а полезная нагрузка — 25 т.

(Предполагается, что каждый пилот самолета должен делать аналогичные расчеты для снаряжения перед взлетом...)

Случай 1: идут все три.
Левый бустер 500TT @ -3 м, момент -1500
Правый Booster 500TT @ +3 м, момент +1500
Этап 1: 500TT @ 0 м, момент 0
Общий момент 0
центр тяги 0 (= Момент/Общая тяга = 0/1500)

Центр масс, случай 1
LB 50T x -3м момент=-150
RB 50T x +3м момент=+150
S1 50T x 0м момент=0
S2 25T x 0м момент=0
PL 25T x 0м момент=0
Общий момент = 0 ( =150-150+0+0+0) Центр масс = 0 (= Момент/Общая масса = 0/200)

Случай 2: только левый движется, правый опускается
. Левый бустер 500TT @ -3 м, момент -1500
Стадия 1: 500TT @ 0 м, момент 0
Общий момент -1500
центр тяги -1,5 м (= Момент/Общая тяга = -1500/1000)

Центр масс, случай 1
LB 50T x -3м момент=-150
S1 50T x 0м момент=0
S2 25T x 0м момент=0
PL 25T x 0м момент=0
Общий момент = -150 (=-150+0+0+ 0) Центр масс = -1 (= Момент/Общая масса = -150/150)

Обратите внимание, что в случае 2 Ct и Cm не совпадают; это вызовет вращение вправо, поскольку центр тяги находится слева от центра масс. (Фактическая скорость вращения будет определяться тем, насколько ВВЕРХ стека находится центр масс. Эти расчеты можно выполнить в 3D.)

А что, если ракета повернется на 90 градусов, и вместо левого и правого у нас будут Верхний и Нижний ускорители? Момент после сброса Нижнего ускорителя при сохранении Верхнего ускорителя должен быть в том же направлении, что и гравитация, с которой уже борется ракета.
@LocalFluff: Тогда твоя ракета указывает не в ту сторону. (Кроме того, он все еще несбалансирован, так что теперь у вас есть две проблемы.)

[Почему] у Delta IV Heavy есть ракетные двигатели на боковых ядрах? Двигатели, которые сбрасываются, когда в центральном ядре остается топливо. Почему бы не прикрепить все ракетные двигатели к центральному ядру и просто использовать боковые подвесные баки?

Большинство ракет имеют отношение масс от 10 до 20. Отношение масс 10 означает, что 100-тонная ракета будет весить всего 10 тонн, когда все ракетное топливо сгорит. Если тяга при отрыве 200 тонн, ускорение при отрыве равно 2G. При выгорании ускорение будет 20G. 20G - это слишком.

Как видите, вам не нужно оставлять все двигатели на все время горения. Первая ракета Atlas сделала именно это: она сбросила 2 из 3 двигателей, с которыми запускалась, и смогла выйти на орбиту с одним оставшимся двигателем.

"При выгорании ускорение будет 20G" - если только не сделать что-то вроде, не знаю, дросселирования ...
Тогда вы будете нести вес, который вам не нужен. Хорошие ученые-ракетчики так не делают.
Не в след...
Если вам нужен только один двигатель, вам не нужен вес с тремя двигателями.
Почему ракеты отделяются от обоих накладных ускорителей одновременно, а не по одной? (Delta IV Heavy, Falcon Heavy, Ангара)
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v