Как найти массу топлива ракеты - Сайт, где вы сможете решить свои вопросы

Фо́рмула Циолко́вского определяет скорость, которую развивает летательный аппарат под воздействием тяги ракетного двигателя, неизменной по направлению, при отсутствии всех других сил. Эта скорость называется характеристической скоростью:

${displaystyle V=Icdot ln {frac {M_{1}}{M_{2}}},}$

где

— конечная скорость летательного аппарата, которая для случая манёвра в космосе при орбитальных манёврах и межпланетных перелетах часто обозначается ΔV, также именуется характеристической скоростью;

— удельный импульс ракетного двигателя (отношение тяги двигателя к секундному расходу массы топлива);

$M_{{1}}$

— начальная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция аппарата + топливо);

$M_{{2}}$

— конечная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция аппарата).

История[править | править код]

Белорусский почтовый блок 2002 года. Формула Циолковского (внизу) приведена в близком к записанному Циолковским виде.

Эта формула была выведена К. Э. Циолковским в рукописи «Ракета» 10 (22) мая 1897^[1] и опубликована в 1903 году в майском выпуске журнала «Научное обозрение» в следующем виде^[2]^:53^[3]^[4]:

${displaystyle {V over V_{1}}=ln left(1+{M_{2} over M_{1}}right),}$

где

— конечная скорость ракеты;

$V_{1}$

— скорость вырывающихся элементов относительно ракеты;

$M_{1}$

— масса ракеты без взрывчатых веществ (то есть без топлива);

$M_{2}$

— масса взрывчатых веществ.

Однако первыми уравнение движения тела с переменной массой решили английские исследователи У. Мур в 1810—1811 годах^[5],
опубликовавший решение в своей книге в 1813 году^[6].

Формула Циолковского может быть получена путём интегрирования дифференциального уравнения Мещерского для материальной точки переменной массы:

${displaystyle mcdot {frac {d{vec {V}}}{dt}}+{vec {u}}cdot {frac {dm}{dt}}=0,}$

где

— масса точки;

— скорость точки;

— относительная скорость, с которой движется отделяющаяся от точки часть её массы.

Для ракетного двигателя эта величина и составляет его удельный импульс ^[7].

Для многоступенчатой ракеты конечная скорость рассчитывается как сумма скоростей, полученных по формуле Циолковского отдельно для каждой ступени, причем при расчёте характеристической скорости каждой ступени к её начальной и конечной массе добавляется суммарная начальная масса всех последующих ступеней.

Введем обозначения:

Тогда формула Циолковского для многоступенчатой ракеты может быть записана в следующем виде:

${displaystyle V=sum _{i=1}^{N}I_{i}cdot ln left({frac {M_{0}+{sum _{j=i}^{N}}M_{1j}}{M_{0}+M_{2i}-M_{1i}+{sum _{j=i}^{N}}M_{1j}}}right).}$

Отличие реальной скорости ракеты от характеристической[править | править код]

Поскольку в условиях реального полёта на ракету кроме тяги двигателей действуют и другие силы, скорость, развиваемая ракетами в этих условиях, как правило, ниже характеристической из-за потерь, вызываемых силами гравитации, сопротивления среды и другими факторами.

В следующей таблице приведён баланс скоростей ракеты Сатурн V при предполагаемом выводе корабля Аполлон на траекторию полёта к Луне^[8].

Ступень	Характеристическая скорость, м/c	Гравитационные потери, м/c	Аэродинамические потери, м/c	Потери на управление, м/c	Фактическая скорость, м/c
Первая (S-IC)	3660	1220	46	0	2394
Вторая (S-II)	4725	335	0	183	4207
Третья (S-IVB)	4120	122	0	4,5	3993,5
В сумме	12505	1677	46	187,5	10594,5^[9]

Как видно из таблицы, гравитационная составляющая является наибольшей в общей величине потерь. Гравитационные потери возникают из-за того, что ракета, стартуя вертикально, не только разгоняется, но и набирает высоту, преодолевая тяготение Земли, и на это также расходуется топливо. Величина этих потерь вычисляется по формуле:^[10]

${displaystyle Delta v_{g} =int limits _{0}^{t}g(t)cdot cos(gamma (t)),dt,}$

где

— местное ускорение гравитации и угол между вектором силы тяги двигателя и местным вектором гравитации, соответственно, являющиеся функциями времени по программе полёта.

Как видно из таблицы, наибольшая часть этих потерь приходится на участок полёта первой ступени. Это объясняется тем, что на этом участке траектория отклоняется от вертикали в меньшей степени, чем на участках последующих ступеней, и значение близко к максимальному значению — 1.

Аэродинамические потери вызваны сопротивлением воздушной среды при движении ракеты в ней и рассчитываются по формуле:

${displaystyle Delta v_{a} =int limits _{0}^{t}{frac {A(t)}{m(t)}},dt,}$

где

— сила лобового аэродинамического сопротивления;

— текущая масса ракеты.

Основные потери от сопротивления воздуха также приходятся на участок работы 1-й ступени ракеты, так как этот участок проходит в нижних, наиболее плотных слоях атмосферы.

Космический аппарат должен быть выведен на орбиту со строго определёнными параметрами, для этого система управления на активном участке полёта разворачивает ракету по определённой программе, при этом направление тяги двигателя отклоняется от текущего направления движения ракеты, а это влечёт за собой потери скорости на управление, которые рассчитываются по формуле:

${displaystyle Delta v_{u} =int limits _{0}^{t}{frac {F(t)}{m(t)}}cdot (1-cos(alpha (t))),dt,}$

где

— текущая сила тяги двигателя;

— текущая масса ракеты, а

— угол между векторами тяги и скорости ракеты.

Наибольшая часть потерь на управление ракеты приходится на участок полёта 2-й ступени, поскольку именно на этом участке происходит переход от вертикального полёта в горизонтальный, и вектор тяги двигателя в наибольшей степени отклоняется по направлению от вектора скорости ракеты.

Использование формулы Циолковского при проектировании ракет[править | править код]

Выведенная в конце XIX века, формула Циолковского и сегодня составляет важную часть математического аппарата, используемого при проектировании ракет, в частности, при определении их основных массовых характеристик.

Путём несложных преобразований формулы получаем следующее уравнение:

${displaystyle {frac {M_{1}}{M_{2}}}=e^{V/I},}$

(1)

Это уравнение дает отношение начальной массы ракеты к её конечной массе при заданных значениях конечной скорости ракеты и удельного импульса.

Введём следующие обозначения:

$M_{{0}}$ — масса полезного груза;
$M_{{k}}$ — масса конструкции ракеты;
$M_{{t}}$ — масса топлива.

Масса конструкции ракеты в большом диапазоне значений зависит от массы топлива почти линейно: чем больше запас топлива, тем больше размеры и масса ёмкостей для его хранения, больше масса несущих элементов конструкции, мощнее (следовательно, массивнее) двигательная установка. Выразим эту зависимость в виде:

${displaystyle M_{k}={frac {M_{t}}{k}},}$

где

— коэффициент, показывающий, какое количество топлива приходится на единицу массы конструкции.

При рациональном конструировании этот коэффициент, в первую очередь, зависит от характеристик (плотности и прочности) конструкционных материалов, используемых в производстве ракеты. Чем прочнее и легче используемые материалы, тем выше значение коэффициента . Этот коэффициент зависит также от усреднённой плотности топлива (для менее плотного топлива требуются ёмкости бо́льшего размера и массы, что ведёт к снижению значения ).

Предыдущее уравнение может быть записано в виде:

${displaystyle {frac {M_{0}+M_{t}+M_{t}/k}{M_{0}+M_{t}/k}}=e^{V/I},}$

что путём элементарных преобразований приводится к виду:

${displaystyle M_{t}={frac {M_{0}cdot kcdot (e^{V/I}-1)}{k+1-e^{V/I}}}.}$

Эта форма уравнения Циолковского позволяет рассчитать массу топлива, необходимого для достижения одноступенчатой ракетой заданной характеристической скорости, при заданных массе полезного груза, значении удельного импульса и значении коэффициента .

Формула имеет смысл, только когда значение, получающееся при подстановке исходных данных, положительно. Поскольку экспонента для положительного аргумента всегда больше 1, числитель формулы всегда положителен, следовательно, положительным должен быть и знаменатель этой формулы:

${displaystyle k+1-e^{V/I}>0}$

, иначе говоря, ${displaystyle k>e^{V/I}-1.}$

Это неравенство является критерием достижимости одноступенчатой ракетой заданной скорости при заданных значениях удельного импульса и коэффициента . Если неравенство не выполняется, заданная скорость не может быть достигнута ни при каких затратах топлива: с увеличением количества топлива будет возрастать и масса конструкции ракеты и отношение начальной массы ракеты к конечной никогда не достигнет значения, требуемого формулой Циолковского для достижения заданной скорости.

Пример расчёта массы ракеты[править | править код]

Требуется вывести искусственный спутник Земли массой ${displaystyle M_{0}=10}$ т на круговую орбиту высотой 250 км. Располагаемый двигатель имеет удельный импульс м/c. Коэффициент означает, что масса конструкции составляет 10 % от массы заправленной ракеты (ступени). Определим массу ракеты-носителя.

Первая космическая скорость для выбранной орбиты составляет 7759,4 м/с, к которой добавляются предполагаемые потери от гравитации 600 м/c, характеристическая скорость, таким образом, составит м/c (остальными потерями в первом приближении можно пренебречь). При таких параметрах величина ${displaystyle e^{V/I}=17,86}$ . Неравенство (4) не выполняется, следовательно, одноступенчатой ракетой при данных условиях достижение поставленной цели невозможно.

Данный расчет является упрощенным и не учитывает затрат на изменение потенциальной энергии тела, и при его прямом применении возникает иллюзия, что затраты уменьшаются с ростом высоты орбиты. В реальности без учёта потерь на сопротивление атмосферы и гравитационных потерь за время вывода на орбиту потребная скорость (мгновенно приданная телу на уровне нулевой высоты над поверхностью) оказывается выше. Её можно примерно определить, применив закон сохранения механической энергии (гипотетическая эллиптическая орбита с перицентром в точке касания Земли и апоцентром на высоте целевой орбиты):

${displaystyle left({frac {mV^{2}}{2}}right)-left({frac {GmM}{R}}right)=left({frac {mV_{0}^{2}}{2}}right)-left({frac {GmM}{r}}right),}$

где

— средний радиус Земли;

— высота круговой орбиты (с учётом радиуса Земли, то есть

); ${displaystyle V_{0}^{2}=V^{2}-{frac {2GM}{r}}+{frac {2GM}{R}}}$

Если принять скорость в перицентре равной круговой на уровне поверхности Земли ( ${displaystyle V_{0}^{2}={frac {GM}{r}}}$ ), то:

${displaystyle V_{0}^{2}={frac {2GM}{r}}-{frac {GM}{R}}}$

, или ${displaystyle V_{0}={sqrt {frac {2GM}{r}}}{sqrt {1-{frac {r}{2R}}}}.}$

Это приближение не учитывает импульсов на переход с круговой орбиты Земли на эллиптическую и с эллиптической на новую круговую, а также применимо только к хомановским переходам (то есть применение для параболических и гиперболических переходов не работает), но много точнее, чем просто принимать за потребную скорость первую космическую для широкого диапазона высот НОО.

Тогда на высоте 250 км потребная скорость для вывода составит 8,063 м/с, а не 7,764, а для геостационарной орбиты (35 786 км над уровнем Земли) — уже 10,762 м/с, а не 3,077 м/с, как было бы при игнорировании затрат на изменение потенциальной энергии.

Расчёт для двуступенчатой ракеты[править | править код]

Разделим пополам характеристическую скорость, что составит характеристическую скорость для каждой из ступеней двухступенчатой ракеты: м/c. На этот раз ${displaystyle e^{V/I}=4,23}$ , что удовлетворяет критерию достижимости (4), и, подставляя в формулы (3) и (2) значения, для второй ступени получаем:

$M_{{t2}}={frac {10cdot 9cdot (4,23-1)}{9+1-4,23}}=50,3$

т;

$M_{{k2}}={frac {50,3}{9}}=5,6$

т.

Таким образом, полная масса второй ступени составляет 55,9 т.

Для первой ступени к массе полезной нагрузки добавляется полная масса второй ступени; после соответствующей подстановки получаем:

$M_{{t1}}={frac {(10+55,9)cdot 9cdot (4,23-1)}{9+1-4,23}}=331,3$

т;

$M_{{k1}}={frac {331,3}{9}}=36,8$

т.

Таким образом, полная масса первой ступени составляет 368,1 т, а общая масса двухступенчатой ракеты с полезным грузом составит 10+55,9+368,1 = 434 т. Аналогичным образом выполняются расчёты для бо́льшего количества ступеней. В результате получаем, что стартовая масса трёхступенчатой ракеты составит 323,1 т, четырёхступенчатой — 294,2 т, пятиступенчатой — 281 т.

На этом примере видно, как оправдывается многоступенчатость в ракетостроении: при той же конечной скорости ракета с бо́льшим числом ступеней имеет меньшую массу.

Эти результаты получены в предположении, что коэффициент конструктивного совершенства ракеты остаётся постоянным, независимо от количества ступеней. Более тщательное рассмотрение показывает, что это сильное упрощение. Ступени соединяются между собой специальными секциями-переходниками — несущими конструкциями, каждая из которых должна выдерживать суммарный вес всех последующих ступеней, помноженный на максимальное значение перегрузки, которую испытывает ракета на всех участках полёта, на которых переходник входит в состав ракеты. С увеличением числа ступеней их суммарная масса уменьшается, в то время как количество и суммарная масса переходников возрастают, что ведёт к снижению коэффициента , а, вместе с ним, и положительного эффекта многоступенчатости. В современной практике ракетостроения более четырёх ступеней, как правило, не делается.

Такого рода расчёты выполняются не только на первом этапе проектирования — при выборе варианта компоновки ракеты, но и на последующих стадиях проектирования, по мере детализации конструкции, формула Циолковского постоянно используется при поверочных расчётах, когда характеристические скорости пересчитываются, с учётом сложившихся из конкретных деталей соотношений начальной и конечной массы ракеты (ступени), конкретных характеристик двигательной установки, уточнения потерь скорости после расчёта программы полёта на активном участке, и т. д., чтобы контролировать достижение ракетой заданной скорости.

Обобщённая формула Циолковского[править | править код]

Для ракеты, летящей со скоростью, близкой к скорости света, справедлива обобщённая формула Циолковского:

${displaystyle {frac {M_{2}}{M_{1}}}=left({frac {1-{frac {V}{c}}}{1+{frac {V}{c}}}}right)^{frac {c}{2I}},}$

где

— скорость света^[11].

Для фотонной ракеты I=c и формула имеет вид:

${displaystyle {frac {M_{2}}{M_{1}}}={sqrt {frac {1-{frac {V}{c}}}{1+{frac {V}{c}}}}}.}$

Скорость фотонной ракеты вычисляется по формуле:

${displaystyle {frac {V}{c}}={frac {1-left({frac {M_{2}}{M_{1}}}right)^{2}}{1+left({frac {M_{2}}{M_{1}}}right)^{2}}}.}$

В филателии[править | править код]

Формула Циолковского изображена на почтовой марке Польши 1963 года (Sc #1178), почтовой марке Никарагуа 1971 года из серии «10 математических формул, которые изменили лик Земли» (Sc #880) и на полях почтового блока Белоруссии 2002 года, посвящённого 45-летию освоения космоса (Sc #454).

См. также[править | править код]

Уравнение Мещерского
Ракетодинамика

Примечания[править | править код]

↑ Архив Российской академии наук (АРАН). Ф. 555. Оп. 1. Д. 32. Лл. 1—2, 5, 11, 20. См. электронные копии Архивная копия от 20 января 2019 на Wayback Machine этих страниц на сайте архивов РАН.
↑ Циолковский К. Исследование мировых пространств реактивными приборами // Научное обозрение. — 1903. — № 5. — С. 44—75.
↑ Циолковский К. Э. Труды по ракетной технике / Под редакцией М. К. Тихонравова. — М.: Оборонгиз, 1947. — С. 33.
↑ К. Ціолковскій, Изслѣдованіе мировыхъ пространствъ реактивными приборами, 1903 (available online here Архивировано 15 августа 2011 года. in a RARed PDF)
↑ Moore, William (англ.) (рус.; of the Royal Military Academy, Woolwich. A Journal of Natural Philosophy, Chemistry and the Arts Vol. XXVII, December 1810, Article IV: Theory on the motion of Rockets (англ.). — London: W. Nichelson, 1810.
↑ Moore, William (англ.) (рус.; of the Royal Military Academy, Woolwich. A Treatise on the Motion of Rockets. To which is added, An Essay on Naval Gunnery (англ.). — London: G. and S. Robinson, 1813.
↑ Для теплового ракетного двигателя это справедливо при равенстве давлений на срезе сопла и в окружающей среде. Формула Циолковского сохраняет свою справедливость независимо от соблюдения этого условия.
↑ Пилотируемые полёты на Луну, конструкция и характеристики SATURN V APOLLO Архивная копия от 14 ноября 2017 на Wayback Machine. Реферат ВИНИТИ. — М., 1973.
↑ К этой величине добавляется скорость вращения Земли на широте мыса Канаверал, с которого производились пуски по программе «Аполлон» — 406 м/с. Таким образом корабль Аполлон стартовал к Луне со скоростью 11 000 м/с. На высоте 500 км, (апогей околоземной орбиты, с которой корабль переходил на траекторию полёта к Луне) вторая космическая скорость составляет 10 772 м/c.
↑ Феодосьев В., Синярев Г. Введение в ракетную технику. 2-е изд., перераб. и доп. — М.: Оборонгиз, 1961.
↑ Левантовский, 1980, с. 444.

Литература[править | править код]

Левантовский В. И. Механика космического полета в элементарном изложении. — М.: Наука, 1980. — 512 с.

Источник

Интересный вопрос обсуждали подписчики в комментариях:

Как рассчитать количество топлива которое потребуется для полета космического корабля?

Для этого, нам нужно знать массу космического корабля, удельную тягу его ракетного двигателя и скорости которую необходимо развить.

Всё рассчитывается по формуле Циолковского, но сама формула показывает до какой скорости разгонится космический аппарат потребляя известное количество топлива которым изначально он заправлен, а нам нужно рассчитать количество топлива которое потребуется для достижение заданной скорости.

Для этого нужно правильно выразить из формулы параметр массы топлива.

И действительно, в этом есть небольшая сложность, так как искомое значение нужно искать через Экспонент, то самое число Эйлера.

Для удобство я написал наглядную формулу в Эксель, чтобы каждый мог рассчитать свои значения подставляя туда различные переменные: «=(100000*(EXP(16600/3370)-1))», где 100000 – это масса корабля без топлива в кг, 16600 – это скорость в м/с которую требуется достигнуть, 3370 – это показатель удельной тяги двигателя в м/сек. Формула покажет сколько потребуется топлива, в кг.

Пример:

Космический корабль имеет массу с полезной нагрузкой, но без топлива в 100 тонн. Оснащён ракетными двигателями РД-170, удельной тягой в 3370 м/сек.

И того космическому аппарату массой в 100 тонн с двигателями РД-170 понадобится 13680 тонн ракетного топлива для достижения третьей космической скорости в 16,6 км/сек, для возможности покинуть пределы Солнечной системы, согласно формуле Циолковского.

Пример 2:

Космический корабль имеет массу с полезной нагрузкой, но без топлива в 50 тонн. Оснащён ионными двигателями ИД-500, удельной тягой в 70000 м/сек, требуется разогнаться до 11,2 км/с. Сколько он израсходует топлива в процессе разгона от нуля до второй космической скорости?

=(50000*(EXP(11200/70000)-1)), ответ 8675,544 кг.

Теперь вы фантазируйте =)))

Источник

Задача:
Требуется найти массу ракетного топлива необходимого космическому кораблю для изменения круговой орбиты с 200 км до 350 км, масса космического корабля на орбите в 350 км составляет 20,3 тонны, скорость истечения газов (удельный импульс) из двигателя корабля составляет 3200 метров в секунду.

Решение:
Для того чтобы изменить орбиту космического корабля, ракетный двигатель корабля должен совершить работу. Таким образом, работа A будет равняться изменению полной механической энергии корабля, изменению суммы кинетической и потенциальной энергии, с орбиты высотой h_1 на орбиту h_2 :

Потенциальная энергия центрально-симметричного поля тяготения Земли имеет вид:

$U(h) = - m frac{G M}{R + h}$

где G — гравитационная постоянная, M — масса Земли, R — радиус Земли, h — высота над поверхностью Земли.
Таким образом изменение полной механической энергии равно:

$Delta E = (frac{m_1 V_2^2}{2} - m_1 frac{GM}{R + h_2}) - (frac{m_1 V_1^2}{2} - m_1 frac{GM}{R + h_1})$

где $V_1 = sqrt{frac{GM}{R+h_1}}$ и $V_2 = sqrt{frac{GM}{R+h_2}}$ — это орбитальные скорости на орбите высотой h_1 и h_2 соответственно, подставив в формулу для Delta E получим следующее:

$Delta E = frac{m_1}{2} ( frac{G M}{R+h_1} - frac{G M}{R+h_2})$

Работа ракетного двигателя A (в упрощённом виде) равна изменению полной кинетической энергии:

$A = frac{m_1 (V_1 + Delta V)^2 }{2} - frac{m_1 V_1^2 }{2} = frac{m_1}{2} ( (Delta V)^2 + 2 V_1 Delta V )$

Запишем равенство следующим образом:

$frac{m_1}{2} ( frac{G M}{R+h_1} - frac{G M}{R+h_2}) = frac{m_1}{2} ( (Delta V)^2 + 2 V_1 Delta V )$

Далее сократим $frac{m_1}{2}$ и сделаем замены $V_1^2 = frac{G M}{R+h_1} , V_2^2 = frac{G M}{R+h_2}$ и получим следующее выражение:

Решим квадратное уравнение относительно Delta V получим:

$Delta V = sqrt{ 2 V_1^2 - V_2^2 } - V_1$

Прирост скорости который сможет обеспечить нам ракетный двигатель найдём из формулы Циолковского:

$Delta V = u ln ( frac{m_1}{m_2} )$

где — скорость истечения газов из ракетного двигателя(удельный импульс), — масса ракеты до и после работы двигателя.

Выразим из предыдущего m_1 и подставим в него значение для Delta V полученное выше:

$m_1 = m_2 e^{frac{sqrt{ 2 V_1^2 - V_2^2 } - V_1}{u}}$

Таким образом, масса топлива необходимая для перевода космического корабля с орбиты h_1 на орбиту h_2 равна :

$Delta m = m_2 ( e^{frac{sqrt{ 2 V_1^2 - V_2^2 } - V_1}{u}}- 1 )$

где $V_1 = sqrt{ frac{G M}{R+h_1} } , V_2 = sqrt { frac{G M}{R+h_2} }$

Перед тем, как найти необходимую для поднятия орбиты массу топлива, найдём скорости V_1 и V_2 :

$V_1 = sqrt{ frac{GM}{R+h_1}} = sqrt{ frac{6,67 cdot 10^{-11} 5,97 cdot 10^{24} }{ 6,37 cdot 10^6 + 200 cdot 10^3}} = 7785$ метров/сек

$V_2 = sqrt{ frac{GM}{R+h_2}} = sqrt{ frac{6,67 cdot 10^{-11} 5,97 cdot 10^{24} }{ 6,37 cdot 10^6 + 350 cdot 10^3}} = 7698$ метров/сек

$Delta m = 20300 cdot ( exp ( frac{ sqrt{2 cdot 7785^2 - 7698^2} - 7785 }{3200} ) -1 ) = 553$ кг

Таким образом, для перевода 20,3 тонн, двигателем с удельным импульсом 3200 м/с, с орбиты 200 км на высоту 350 км, потребовалось 553 кг топлива.

Источник

Содержание

1 Какой расход у ракеты?
2 Как рассчитать расход топлива ракеты?
3 Какое топливо используют для космических ракет?
4 Сколько топлива расходует космическая ракета?
5 Сколько топлива в Falcon 9?
6 Куда падают отработанные ступени ракет?
7 Сколько нужно топлива для полета на Луну?
8 Сколько топлива нужно чтобы долететь до Луны?
9 Сколько весит космическая ракета?
10 На каком виде топлива летают самолеты?
11 Сколько стоит 1 литр ракетного топлива?
12 Сколько у ракеты ступеней?
13 Какая скорость ракеты в космосе?
14 Где делают ракеты Союз?

Какой расход у ракеты?

Расход – 5300 кг топлива в секунду.

Как рассчитать расход топлива ракеты?

Mt — расход топлива. Вычисляется путём умножения тяги двигателя на промежуток времени и деления на удельный импульс: Ft1*dTime1/I1. M2 — полная масса ракеты в конце итерации, Вычисляется путём вычитания расхода топлива из массы ракеты в начале итерации. M2 = M1 — Mt.

<-div id=”cnt_rb_259475″ class=”cnt32_rl_bg_str” data-id=”259475″>

Какое топливо используют для космических ракет?

В ракетах для запуска космических аппаратов в настоящее время, как правило, используются четыре вида топлива: Керосин + жидкий кислород. Популярное, дешёвое топливо с великолепно развитой топливной инфраструктурой. Имеет неплохую экологичность, хорошую плотность.

Сколько топлива расходует космическая ракета?

Ракета-носитель Saturn V во время одного запуска расходовал в среднем 2 076 500 кг топлива, для вывода на низкие орбиты 140 тонн или доставки полезного груза массой 48,5 тонн на Луну.

Сколько топлива в Falcon 9?

Falcon 9
Удельный импульс	уровень моря: 282 с вакуум: 311 с
Время работы	162 с
Горючее	керосин
Окислитель	жидкий кислород

Куда падают отработанные ступени ракет?

Отработанные первые ступени ракеты падают на Улытауский район Карагандинской области. … Последние полвека этот район — территория, отведенная для падения ступеней ракет-носителей, запускаемых с космодрома Байконур, который арендует Россия.

Сколько нужно топлива для полета на Луну?

Сколько же топлива надо израсходовать для безопасного прилунения ракеты? Ответ дает расчет. Если к Луне будет подлетать ракета весом в одну тонну, то при истечении газов из сопла ее двигателя со скоростью, например, 2700 м/сек придется израсходовать около 600 килограммов топлива.

Сколько топлива нужно чтобы долететь до Луны?

Сколько нужно ТОПЛИВА, чтобы долететь до Луны? Для одной заправки ракеты Сатурн 5, той самой которая доставляла американских астронавтов на Луну, требовалось 3,5 млн. литров топлива. Примерно половину этого количества несла первая ступень, треть — вторая, и остальное — третья.

Сколько весит космическая ракета?

Стартовая масса не более 308 тонн, а общая масса топлива не более чем 274 тонны. Сухая масса ракеты-носителя с транспортными патронами и полезной нагрузкой не более чем 34 тонны и зависит от типа запускаемого космического корабля.

На каком виде топлива летают самолеты?

Основная марка авиакеросина, которым в России заправляют почти все пассажирские, транспортные и военные дозвуковые самолеты и большую часть вертолетов — ТС-1 — топливо сернистое. Оно вырабатывается из нефти с высоким содержанием серы. В Европе основа системы авиатопливообеспечения — керосин Jet A-1.

Сколько стоит 1 литр ракетного топлива?

Расценки на горючее

По прайс-листу Российской компании, составные ракетного горючего, стоят: керосин ТС-1 – 44500 руб./тонна (36,05 руб./л); жидкий кислород – 9204 руб/т (9,2 руб./л); жидкий азот – 18500 руб./т (18,5 руб./л).

Сколько у ракеты ступеней?

В современной практике ракетостроения более четырёх ступеней, как правило, не делается. При выборе числа ступеней важное значение имеют также вопросы надёжности. Пироболты и вспомогательные РДТТ — элементы одноразового действия, проверить функционирование которых до старта ракеты невозможно.

Какая скорость ракеты в космосе?

Для достижения орбиты космический аппарат должен на минимальной высоте достичь первой космической скорости около 7,9 км/с в горизонтальном направлении, чтобы он стал искусственным спутником Земли. Если скорость будет меньше, то траектория станет баллистической.

Где делают ракеты Союз?

Ракета-носитель «Союз-ФГ» — ракета среднего класса, разработана и производится в РКЦ «Прогресс» (г. Самара).

Источник

Число Циолковского

ЧИСЛО ЦИОЛКОВСКОГО — отношение массы рабочего запаса топлива M_т к конечной массе М_к ракеты или её ступени. Число Циолковского однозначно связано с относительной конечной массой ракеты (ступени) μ_к = М_к/М₀ соотношением М_т/М_к = — 1 + 1/μ_к.

Число Циолковского — один из основных параметров, входящих в формулу Циолковского; зависит главным образом от конструктивного совершенства ракеты, вида применяемого топлива и относительной массы полезного груза (для ступени составной ракеты — относительной начальной массы последующих ступеней).

Источник: Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В. П. Глушко…

Источник

История[править | править код]

Отличие реальной скорости ракеты от характеристической[править | править код]

Использование формулы Циолковского при проектировании ракет[править | править код]

Пример расчёта массы ракеты[править | править код]

Расчёт для двуступенчатой ракеты[править | править код]

Обобщённая формула Циолковского[править | править код]

В филателии[править | править код]

См. также[править | править код]

Примечания[править | править код]

Литература[править | править код]

Какой расход у ракеты?

Как рассчитать расход топлива ракеты?

Какое топливо используют для космических ракет?

Сколько топлива расходует космическая ракета?

Сколько топлива в Falcon 9?

Куда падают отработанные ступени ракет?

Сколько нужно топлива для полета на Луну?

Сколько топлива нужно чтобы долететь до Луны?

Сколько весит космическая ракета?

На каком виде топлива летают самолеты?

Сколько стоит 1 литр ракетного топлива?

Сколько у ракеты ступеней?

Какая скорость ракеты в космосе?

Где делают ракеты Союз?

Число Циолковского

Вам также может понравиться

Как найти крестную мать

Как составить положение об учетной политике организации

Как найти настройки почты майл ру

Добавить комментарий Отменить ответ