Ракета і delta- v

У 1903 годзе глухі настаўнік Калугі Канстанцін Ціолкаўскі запісаў раўнанне, якое да гэтага часу вызначае памер кожнай ракеты. Гэта тлумачыць, чаму Falcon 9 мае каля 89 % паліва, чаму карысная нагрузка складае толькі некалькі працэнтаў ад вагі пры запуску і чаму ракеты выкідваюць часткі сябе ў шляху.

Кожная ракета - гэта гонка паміж хуткасцю, якую вы хочаце і масай, якую вы павінны перанесці, каб яе атрымаць.

Паглядзець

Ракетныя палёты спынены, ракеты перапрацаваны. Калі ён ужо ўпаў, то трэба яго падняць і пачаць зноў. У гэтым выпадку лічыцца, што неабходныя для выкарыстання матэрыялы ўжо сабраны і гатовыя да выкарыстання. Гэта робіць прырост лагарыфмічным: каб дадаць тое ж колькасць хуткасці зноў, вы павінны памножыць паліва, а не дадаваць да яго.

Дэльта- v (Δv, «змена хуткасці») — валюта касмічных палётаў. Кожны манеўр мае кошт у км/ с:

• Сярэдняя вышыня над узроўнем мора — 9,4 м. На поўдні межы з Расіяй.
• Сярэдняя вышыня над узроўнем мора — 3,9 метра.
• Найбольшая глыбіня возера — 3,6 метра.

У залежнасці ад тыпу ракеты, яе рухавікі могуць быць вадкаснымі, газавымі або электрычнымі.

Паразумець

Δv = I_ sp · g₀ · ln( m₀ / m_ f)

• I_sp: спецыфічны імпульс, вымярэнне эфектыўнасці рухавіка ў секундах (швидкость выбросов делится на g₀).
• g₀ = 9.80665 m/s², standard gravity.
• m₀: маса на пачатку выбуху; m_ f: маса ў канцы.

Прыклад з другой ступенню сімуляванага ракеты (Isp 348 s): поўная, яна важыць каля 112 тон, уключаючы 15-тонны груз; пустая ад паліўнага газу, каля 19 тон. Δv = 348 × 9,81 × ln(112 / 19) ≈ 6,0 км/с. Першы этап дапаўняе астатнія.

Аднаступенчатая ракета з суадносінамі масы 10 і Isp 350 с дае толькі 7,9 км/с, што недастаткова для арбіты пасля падліку страт, а структура, якая складае толькі 10 % ад агульнай колькасці, ўжо вельмі лёгкая. У большасці выпадкаў у складзе ракеты выкарыстоўваюцца дзве або больш ступеняў.

Галоўны

Утвараецца ў выніку гідралізу масіўных каменяў. Двухступеністы рухавік

Δv_ усяго = I₁ g₀ ln( m₁/ m_ f₁) + I₂ g₀ ln( m₁₂/ m_ f₂)

дзе пачатковая маса другой ступені выключае ўсё, што было выкінута першай ступенню. Аптымізацыя падзелу паміж ступенямі (для аднолькавых Isp, прыкладна роўных Δv на ступень) з’яўляецца класічнай праблемай: частка карыснай нагрузкі экспаненцыяльна скарачаецца з неабходнай Δv, таму зніжэнне Δv да арбіты на некалькі сотняў м/с (запуск на ўсход, каля экватара) мае такое значэнне.

Ураўненне таксама тлумачыць логіку шматразовых першых ступеняў: яны вяртаюцца, выкарыстоўваючы паліў, які ў адваротным выпадку быў бы карыснай ёмістасцю, у абмен на некалькі працэнтаў карыснага грузу за тое, што не выкідваюць найбольш дарагія часткі ракеты.