Обсуждение:Формула Циолковского (KQvr';yuny&Skjbrlg Enkltkfvtkik)

Untitled

Среди потерь скорости не указан еще один вид потерь: потери на противодавлении формула тяги: $~P=dm/dt*w+F_{a}(p_{a}-p_{h})$, где w-скорость истечения; $~F_{a}$-площадь на срезе сопла; $~p_{a}$-текущее атмосферное давление; $~p_{h}$-давление на срезе сопла; Вот это $~F_{a}(p_{a}-p_{h})$ - и есть потери на противодавлении --87.245.168.124 21:52, 14 января 2009 (UTC)GilGelad

Да, только это является потерей лишь в случае, когда $~p_{a}<p_{h}$, а если $~p_{a}>p_{h}$, «потеря» превращается в добавку. В статье для простоты полагается, что удельный импульс постоянен на активном участке полёта. Влияние атмосферного давления на величину удельного импульса лучше рассматривать в статье Удельный импульс--92.243.190.20 07:20, 4 октября 2009 (UTC)

название и перенаправление

думаю, стоит переназвать заголовок, чтобы мещерский тоже входил, и/или перенаправление с мещерского сюда сделать 81.200.20.167 19:17, 22 июня 2008 (UTC)

Формула Циолковского - всемирно известное соотношение (см. ссылки на статьи на других языках), поэтому «переназывать» его недопустимо. Что касается И.В. Мещерского, то в Википедии отсутствует статья о нём. Возьмитесь, сделайте вклад. юк 05:59, 24 июня 2008 (UTC)

С ВП:СО

суждение о том, что при расчёте характеристической скорости каждой ступени к её начальной и конечной массе добавляется суммарная начальная масса всех последующих ступеней не совсем корректно, здесь под ступенью имеется в виду ракетный блок, то есть, грубо говоря, баки и двигательная установка, в действительности же под ступенью понимается ракетный блок и полезная нагрузка, которая состоит из всего того,что стоит выше рассматриваемой ступени, то есть масса последующих "ступеней"(а в действительности ракетных блоков), равно как и масса полезной нагрузки выводимой на орбиту, входит в массу рассматриваемой ступени.

Автор сообщения: 46.73.148.174 01:41, 5 января 2011 (UTC)

Перенесено со страницы ВП:СО. by Анатолич1

Стоит ли считать ступенью ракетный блок, или разделять эти понятия - спор о названиях (бссмысленный, поскольку смысловое содержание не меняется). На практике же удобнее под словом ступень подразумевать часть ракеты, не являющуюся составной частью других ступеней (т.е. блок в Вашем понимании). Иначе нужно считать, что первая ступень - это вся ракета с полезным грузом, а тогда, например, отделение 1ой ступени — это отделение чего от чего? Всей ракеты от ракеты? Или всей ракеты от её части, называемой 2й ступенью? А для отделения всех последующих ступеней, лучше сформулируйте тот же вопрос Вы сами. Я боюсь запутаться. 92.36.93.166 18:59, 19 августа 2011 (UTC)

«За деревьями леса не видно»

Фраза «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.» перегружена не относящимися к делу частностями:

• «стартуя вертикально»: а если не вертикально? Кстати, вскоре после старта ракета разворачивается «по ходу вращения Земли», чтоб использовать скорость вращения как добавку к своей скорости.

1)если не вертикально... Там приведена формула, справедливая и для невертикального, например, наклонного старта. Словесное же объяснение природы грвитационных потерь считаю уместным для тех, кто не силён в интегральном исчислении, но хочет понять эту природу, не проходя вузовский курс матанализа.

2) Кстати, вскоре после старта... А вот это, действительно, не имеет отношения к гравитационным потерям. Кстати, это не всегда и верно. Например, баллистические ракеты всегда разворачиваются в сторону цели, а не по ходу вращения Земли.

• «но и набирает высоту»: а если б не набирала? Потери от этого не зависят.

предлагаю вариант «Гравитационные потери возникают из-за того, что ракета разгоняется, преодолевая тяготение Земли, и на это также расходуется топливо.»

3)а если бы не набирала? А вот тогда гравитационных потерь не было бы (см. формулу) И предлагаемая Вами формулировка неудовлетворительна: гравитационные потери возникают НЕ потому, что ракета разгоняется, а ТОЛЬКО потому, что преодолевает тяготение Земли. 92.36.93.166 19:33, 19 августа 2011 (UTC)

·1e0nid· 10:48, 8 февраля 2011 (UTC)

А если так: "Гравитационные потери возникают, если ракета не только разгоняется, но и набирает высоту, преодолевая, тем самым, тяготение Земли, и на это также расходуется топливо."
37.190.63.23 10:44, 12 апреля 2013 (UTC)MichaelMM

Таблица 1

49 м/с аэродинамических потерь для Сатурн V выглядят абсолютно не реалистично. en:Delta-v budget говорит следующее: «typically 1.5–2 km/s for atmospheric drag and gravity drag». Считаю нужным перепроверить эти данные. Ссылка на источник битая.

85.89.97.66 15:21, 6 июля 2013 (UTC)

typically 1.5–2 km/s for atmospheric drag and gravity drag означает: «обычно 1.5 - 2 км/с для аэродинамического и гравитационного сопротивления» т.е. совмещены две статьи потерь. В таблице, приведённой в статье сумма гравитационных и ародинамических потерь оставляет 1.7 км/с, что укладывается в диапазон 1.5-2. 213.87.128.38 09:14, 1 сентября 2013 (UTC) 213.87.129.230 19:39, 28 августа 2013 (UTC)

Интегрирование уравнение Мещерского по времени не дает уравнение Циолковского. У Мещерского M_1(t) величина переменная по времени. У Циолковского M_1 величина постоянная. Откуда логарифм. Получаем просто соотношение начальной и конечной масс. 178.140.41.81 10:27, 27 января 2014 (UTC) М. Певунов

Вывод уравнения Мещерского и формулы Циолковского

Предыдущее мое сообщение ошибочно.

В статье приводятся неверные объяснения потерь силы тяги ракетного двигателя, гравитационными и атмосферными факторами.

Атмосферное давление на старте снижает тягу двигателя на 10 тонн/метр² площади сопла на выходе. Для двигателя Сатурн-5 диаметр сопла 3,76 м. 9,81*3,14*3,76²/4 = 110 тс.

В источнике https://ru.wikipedia.org/wiki/F-1_(%F0%E0%EA%E5%F2%ED%FB%E9_%E4%E2%E8%E3%E0%F2%E5%EB%FC)

Тяга: Вакуум: 790 тс (7,77 МН) Ур. моря: 690 тс (6.77 МН)

Гравитационный фактор показан, как для самолета с опорой крыльями на воздух. Для ракеты важна центробежная сила при траектории взлета по параболе.

Но это не важно, важно то, что в статье нет вывода его формулы, хотя статья называется Формула Циолковского.

Циолковский выводил формулу без сил гравитации и атмосферы, потому современный вывод уравнения Мещерского и формулы Циолковского следующий.

Ракетный двигатель имеет постоянную силу тяги F, постоянный удельный расход топлива в секунду q, потому постоянную скорость массы газов u.

Потому для ракетного двигателя на жидком топливе установлено соотношение

$F=qu$

Но ракета имеет переменную массу m(t) = m - qt

${\frac {dm(t)}{dt}}=q$

q = ${\frac {dm}{dt}}$ Это выражение и войдет в уравнение Мещерского.

При переменной массе второй закон Ньютона будет такой.

$a={\frac {F}{m-qt}}$

F = qU

q = dm/dt

$dV={\frac {F}{m-qt}}dt={\frac {qu}{m-qt}}dt$

$(m-qt){\frac {dV}{dt}}=u{\frac {dm}{dt}}$

Получили уравнение Мещерского

$m_{t}{\frac {dV}{dt}}=u{\frac {dm}{dt}}$

Умножая левую и правую часть на dt, представляем это уравнение в виде.

$m_{t}dv=udm$

$dv=u{\frac {dm}{m}}$

${\vec {v}}=\int _{m}^{m_{1}}{\frac {dm}{m}}={\vec {u}}(Ln{m_{1}}-Ln{m})=-{\vec {u}}(Ln{m}-Ln{m_{1}})=-{\vec {u}}Ln({\frac {m}{m_{1}}})$

Это и есть формула Циолковского--Михаил Певунов 00:54, 29 декабря 2014 (UTC)

И главное — ни слова об истории

А то начнут вопросы неудобные задавать.

--85.15.95.240 16:57, 25 февраля 2018 (UTC)

• А чего там неудобного? Так часто бывает, первым придумал один, а имя и слава - у другого, кто придумал снова и понял, зачем это нужно. Надо только источник толковый подобрать. --Викидим (обс.) 17:46, 25 февраля 2018 (UTC)

Ошибка

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.

Если б так - первые ступени падали бы на космодромы. А этого не происходит. Да и на любом видео ракетного старта видно, что РН почти сразу наклоняется. Так что нулевые потери на управление первой ступени "Сатурна-5" выглядят странно, если, конечно, автор реферата 1973 г. ничего не перепутал (любопытно, кстати, откуда взялись в СССР тогда такие данные - новейшего сверхтяжёлого носителя вероятного противника). Двигатели отклонялись, всё как положено. Но даже если бы управляли не отклонением, а дросселированием - строго говоря, это тоже потери относительно наибольшей возможной скорости, так что ноль и тут - тоже ошибка, неправильный подсчёт, ложная гипотеза. --Michael MM (обс.) 07:16, 18 декабря 2018 (UTC)

Удаление раздела Отличие реальной скорости ракеты от характеристической

92.42.9.6 21:40, 13 февраля 2022 (UTC)Раздел Отличие реальной скорости ракеты от характеристической не относится к Формуле Циолковского. Вообще никак не относится. Это очень итересно какие там гравитационные потери у ракеты, но Википедия справочник, а не учебник по ракетостроению. С таким же успехом можно в этой статье опубликовать описание гардероба Пугачёвой. А что? Тоже не имеет отношения к Формуле Циолковского, но тоже многим будет интересно. 92.42.9.6 21:40, 13 февраля 2022 (UTC) Игорь

Идеальная и характеристическая скорость

Кажется, тут ошибка. Скорость, набираемую ракетой в идеальных условиях обычно называют идеальной скоростью ракеты. А о характеристической скорости говорят в контексте энергоёмкости манёвра. По смыслу это физические величины одного рода, но характеризуют разные объекты. Кементариндур (обс.) 11:53, 6 ноября 2024 (UTC)