Topikki Juken ihmehärveleille

[Juke]

Lentokoneessasi on rakettimoottori ja laukaisutapahtuma on yksinkertaistettuna kiihdytys matkalentonopeudesta (mach <1) laukaisunopeuteen (mach 10-12). Ilmanvastus on tuossa korkeudessa vähäinen ja voidaan leipoa sisään delta-V -arvoon.

Höpö höpö..kone lentää ohuessa ilmassa niinkun mikä tahansa lentokone lähellä coffin corneria...ilma loppuu vasta 20 km ylempänä ( jossa ei voi lentää ). Laukaistavalle raketille tosiaan voit alkaa käyttämään delta-v yhtälöä..koska sen minimaalinen vastus ei enää juuri ilmasta tiedä mitään noilla korkeuksilla.

Katso tästä osviitaa kuinka rakettilentokoneen rate of climb muuttuu korkeuden mukaan.

http://en.wikipedia.org/wiki/Messerschmitt_Me_163_Komet

Funtsi samaa ( nousunopeutta ) jos se olisi päästetty irti täysillä tankeilla 35 kilometrin korkeudessa !

Nyt vaan käännät asian niinpäin, että mietit kuinka vähän tehoa se olisi enää tarvinnut 35 kilometrissa noustakseen esimerkiksi rauhallisesti ensin 10 m sekunnissa sitten vaakalentoa 100 kilometrissa. Siis jotta alat ymmärtää mitä ajan takaa tässä SE tapauksessa.

Hävittäjiltä vaaditaan nopeutta...avaruuteen nousemiseen vaaditaan sitkeyttä.

Me-163 koneeseen meni 1160 litraa polttoainetta ( loput kuulia ja pilotti ).

Täältä voit katsoa, että ilman tiheys on noin 100 kertaa vähäisempi 40 kilometrissä kuin se on 10 kilometrissa.

http://www.engineeringtoolbox.com/standard-atmosphere-d_604.html

Eli kun ensin pääset ilmaiseksi aurinkoenergialla 40 kilometriin ( noin ) pääset noin 100 kertaa vähemällä energialla ( noin ) samaa vauhtia kuin 30 km alempana...tai 100 kertaa kovempaa ( noin ) samalla energiallla..tai jotain siltä väliltä..miten vaan haluat asian olevan.

 

[Tups]

Pysyn kannassani: jos lentokonetta kiihdytetään vain reaktiomoottorilla (rakettimoottori), käytetään reaktiomoottorille tarkoitettua laskentakaavaa (rakettiyhtälö). Tässä tapauksessa rakettiyhtälö antaa ehdottoman alarajan sille, kuinka paljon polttoainetta tarvitaan nopeuden muuttamiseen arvosta 1 arvoon 2. Ei se, että lentokoneen siivet tuottavat nostovoimaa, voi mitenkään parantaa koko systeemin kokonaishyötysuhdetta. Päinvastoin, ilmakehästä kantopinnoista syntyy vain lisävastusta ideaalitilanteeseen (tyhjiö) verrattuna, joka voidaan huomioida lisänä tavoitteena olevaan delta-V -arvoon.

Johan tämä sinulle tehtiin selväksi tuolla avaruuslentomoottorilla: "emoalus" on vain hieman monimutkaisempi ja hyötysuhteeltaan huonompi "ykkösvaihe", jonka nopeus alkutilanteessa on hieman nollaa suurempi ja lähtöpiste vähän maanpintaa korkeammalla. Kun sitä kiihdytetään rakettimoottorilla, toimii se siivekkään raketin lailla.

 

[Juke]

Pysyn kannassani: jos lentokonetta kiihdytetään vain reaktiomoottorilla (rakettimoottori), käytetään reaktiomoottorille tarkoitettua laskentakaavaa (rakettiyhtälö). Tässä tapauksessa rakettiyhtälö antaa ehdottoman alarajan sille, kuinka paljon polttoainetta tarvitaan nopeuden muuttamiseen arvosta 1 arvoon 2. Ei se, että lentokoneen siivet tuottavat nostovoimaa, voi mitenkään parantaa koko systeemin kokonaishyötysuhdetta. Päinvastoin, ilmakehästä kantopinnoista syntyy vain lisävastusta ideaalitilanteeseen (tyhjiö) verrattuna, joka voidaan huomioida lisänä tavoitteena olevaan delta-V -arvoon.

Johan tämä sinulle tehtiin selväksi tuolla avaruuslentomoottorilla: "emoalus" on vain hieman monimutkaisempi ja hyötysuhteeltaan huonompi "ykkösvaihe", jonka nopeus alkutilanteessa on hieman nollaa suurempi ja lähtöpiste vähän maanpintaa korkeammalla. Kun sitä kiihdytetään rakettimoottorilla, toimii se siivekkään raketin lailla.

Ei tässä logiikkasi pettää pahan kerran, etkä ole sisäistänyt sitä miten lentokone toimii. Olet mielikuvan vankina.

--

Otetaan toinen esimerkki; Mikrofilmari kumimoottorikoneet lentää 30 minuutista tuntiin 2 gramman painoisen kuminauhan energian tuottamalla teholla, koska ne ovat erittäin kevyitä ja tarvivat siten hyvin vähän energiaa..ne myös lentävät hiljaa ( 5 km/t )...mutta jos päästät sen irti 40 km korkeudessa alkunopeudessa 500 km/t se lentää sen minuutin edelleen nopeudella 500 km/t...eli noin 45 kilometria....koska se ei itseasiassa tiedä olevan ohuemmassa ilmassa...mikään ei kerro sitä sille.

Eli tarkemmat lukemat voit laskea täältä...kun P laskee tarvii nopeuden nousta..ilmeisesti kuitenkin 500 km/t on liikaa...olisko sen neliöjuuri oikein ?

http://www.grc.nasa.gov/WWW/k-12/airplane/lifteq.html

Tarkempaa dataa voisi olla manpinnan ja 50 km korkeuden ero joka on 1000 kertainen ilmatiheydessä.

http://www.engineeringtoolbox.com/standard-atmosphere-d_604.html

Antaisko silloin 5 km/t maanpinnalla 158 km/t 50 kilometrissa ( neliöjuuren kautta ).

Anyway laske itse.

Eli siis jos maanpinnalla mikrofilmari liikkuisi 5 km tunnissa 50 kilometrissa se liikkuu 158 km !

Flappergasting mind boggling !

 

[Tups]

Ei tässä logiikkasi pettää pahan kerran, etkä ole sisäistänyt sitä miten lentokone toimii. Olet mielikuvan vankina.

Yksinkertaistettuna lentokone koostuu kantopinnasta, jonka yli virtaava ilma synnyttää nostovoiman, joka pitää ilmaa raskaamman laitteen ilmassa. Tämän virtauksen synnyttää koneen liike ilmamassan läpi ja liikkeen ylläpitämiseksi tarvitaan työntölaite, jonka synnyttämä työntövoima on riittävän suuri kumoamaan koneen kohtaaman ilmanvastuksen. Teoriassa pysty- ja vaakasuuntaiset voimat voisivat olla toisistaan riippumattomia, mutta käytännössä näin ei toki ole. Menikö oikein?

Tässä tapauksessa tarkastelun kohteena on kuitenkin tilanne, jossa kone kiihdytetään nopeudesta 1 (mach <1) nopeuteen 2 (mach 10-12). Tällöin pätee Newtonin toinen laki eli dynamiikan peruslaki (F = ma). Sikäli kun konetta kiihdyttävä työntövoima synnytetään reaktiomoottorilla (rakettimoottori), pätee myös Newtonin kolmas laki eli voiman ja vastavoiman laki sekä liikemäärän säilymislaki. Kun vielä otetaan huomioon, että kyseessä on muuttuvan massan järjestelmä, voidaan fysiikan peruslaeista johtaa suhteellisen helposti kaava, joka tunnetaan Tsiolkovskyn rakettiyhtälönä.

Wikipedian artikkeli aiheesta tietää seuraavaa:

The rocket equation captures the essentials of rocket flight physics in a single short equation. It also holds true for rocket-like reaction vehicles whenever the effective exhaust velocity is constant; and can be summed or integrated when the effective exhaust velocity varies.

Tässä tapauksessa rakettimoottoria käyttävä lentokone on "rocket-like reaction vehicle", koska nopeuden muutos (delta-V) perustuu samaan menetelmään (rakettimoottori) kuin varsinaisissa raketeissa.

edit: Jaa, olet muokannut noita aiempia viestejäsi. Kommentoin myöhemmin.

 

[Juke]

Yksinkertaistettuna lentokone koostuu kantopinnasta, jonka yli virtaava ilma synnyttää nostovoiman, joka pitää ilmaa raskaamman laitteen ilmassa. Tämän virtauksen synnyttää koneen liike ilmamassan läpi ja liikkeen ylläpitämiseksi tarvitaan työntölaite, jonka synnyttämä työntövoima on riittävän suuri kumoamaan koneen kohtaaman ilmanvastuksen. Teoriassa pysty- ja vaakasuuntaiset voimat voisivat olla toisistaan riippumattomia, mutta käytännössä näin ei toki ole. Menikö oikein?

Tässä tapauksessa tarkastelun kohteena on kuitenkin tilanne, jossa kone kiihdytetään nopeudesta 1 (mach <1) nopeuteen 2 (mach 10-12). Tällöin pätee Newtonin toinen laki eli dynamiikan peruslaki (F = ma). Sikäli kun konetta kiihdyttävä työntövoima synnytetään reaktiomoottorilla (rakettimoottori), pätee myös Newtonin kolmas laki eli voiman ja vastavoiman laki sekä liikemäärän säilymislaki. Kun vielä otetaan huomioon, että kyseessä on muuttuvan massan järjestelmä, voidaan fysiikan peruslaeista johtaa suhteellisen helposti kaava, joka tunnetaan Tsiolkovskyn rakettiyhtälönä.

Wikipedian artikkeli aiheesta tietää seuraavaa:



Tässä tapauksessa rakettimoottoria käyttävä lentokone on "rocket-like reaction vehicle", koska nopeuden muutos (delta-V) perustuu samaan menetelmään (rakettimoottori) kuin varsinaisissa raketeissa.

edit: Jaa, olet muokannut noita aiempia viestejäsi. Kommentoin myöhemmin.

Mitenkäs ne muutokset tähän voi vaikuttaa lisäsin vain dataa.

Erittäin tärkeä aspekti on se, että korkealla lentävä kone suunnitellaan lentämään mahdollisimman hiljaa maanpinnalla...kuten juuri mikrofilmari tms.

Ainoa muuttujat tässä silloin ovat ilmantiheys P ja nopeus V ( toiseen ).

http://www.grc.nasa.gov/WWW/k-12/airplane/lifteq.html

Toinen esimerkki on Helios ( NASA 2004 ) se lensi 25 mph maanpinnalla ja 170 mph 30 kilometrissä vaikka kennot tuottivat vain kolmanneksen maksimitehosta.

 

[Juke]

Rakettiyhtälössäsi ota huomioon, että poltan mahdollisimman pientä tehoa pitkään..koska en ole menossa suoraan ylöspäin..varmaan joku keino on laskea se myös rakettiyhtälön kautta kun ensin ymmärtää miten leko lentää.

80 km:ssä ilma on 0.00001846 kg/m3 ja meillä täällä pinnalla 1.25 kg/m3...eli n. 70 000 kertaa ohuempaa.

Neliöjuuri 70 000sta on 265...eli jos laitteen minimilentonopeus on 50 km/t on se 80 kilometrissa 13 229 km/t !

Jännää tää fyssa.

Jos taas minimilentonopeus on 37 km/t on minimilentonopeus 9805 km/t ( coffin corner ) 80 kilsassa !

Kone ei saa lentää liian kovaa ( 28 000 km/t ) koska silloin se syttyy tuleen.

http://en.wikipedia.org/wiki/Coffin_corner_(aerodynamics)

 

[Juke]

Sitten vielä yksi tärkeä seikka on sentrifukaalinen voima..joka alkaa voimakkasti keventää konetta noissa nopeuksissa tuolla korkeudella.

On tosiaan myös Cl joka muuttuu kohtauskulman mukaan...eli se aerodynaaminen osuus.

Laskin että 40 000 kilon massa keveni 4 000 kg 12 000 km/h nopeudessa 80 kilsassa. Eli apaut 10%.

Eli koska lift force on suhteessa massaan ei tarvikkaan mennä aivan 9800 km/t nopeutta...eli nämä neljä muuttujaa esiintyy.

http://en.wikipedia.org/wiki/Centrifugal_force

--------------------

Ehdotan tätä kapeaa mutta tulevaisuudessa tärkeää tapaa päästä huokealla avaruuteen tästä eteenpäin nimellä;

[ applause] JUKE's CORRIDOR ! [/ applause]

 

[Tups]

Jännää tää fyssa.

On, varsinkin kun ei siitä mitään ymmärrä.

Ainoa muuttujat tässä silloin ovat ilmantiheys P ja nopeus V ( toiseen ).

...ja dimensiottomien kertoimien nopeusriippuvuus ja korkean hypersoonisen nopeuden todennäköisesti hyvin monimutkainen vaikutus hitaalla nopeudella lentämään suunnitellun koneen käyttäytymiseen.

Rakettiyhtälössäsi ota huomioon, että poltan mahdollisimman pientä tehoa pitkään..koska en ole menossa suoraan ylöspäin..varmaan joku keino on laskea se myös rakettiyhtälön kautta kun ensin ymmärtää miten leko lentää.

Ei rakettiyhtälöä kiinnosta se, kuinka lentokone pysyy ilmassa tai edes millä korkeudella se lentää. Kyse on puhtaasti reaktiomoottorin aiheuttamasta nopeuden muutoksesta systeemissä, jolla on muuttuva massa. Kuten aiemmin sanoin, teoriassa lentokoneen pysty- ja vaakasuuntaisia voimia voidaan tarkastella toisistaan riippumatta. Minua kiinnostaa vain ja ainoastaan se, kuinka lentokone kiihdytetään rakettimoottoria käyttäen nopeudesta 1 (mach <1) nopeuteen 2 (mach 10-12) jossa parasiitti laukaistaan avaruuteen. Se, että kyseessä on ilmakehässä operoiva lentokone, käytännössä vain kasvattaa polttoaineentarvetta ilmanvastuksen myötä. Etsin siis polttoaineentarpeen alarajaa.

Laskin että 40 000 kilon massa keveni 4 000 kg 12 000 km/h nopeudessa 80 kilsassa. Eli apaut 10%.

Näytä kaavat ja vapaakappalekuva.

 

[Juke]

On, varsinkin kun ei siitä mitään ymmärrä.



...ja dimensiottomien kertoimien nopeusriippuvuus ja korkean hypersoonisen nopeuden todennäköisesti hyvin monimutkainen vaikutus hitaalla nopeudella lentämään suunnitellun koneen käyttäytymiseen.



Ei rakettiyhtälöä kiinnosta se, kuinka lentokone pysyy ilmassa tai edes millä korkeudella se lentää. Kyse on puhtaasti reaktiomoottorin aiheuttamasta nopeuden muutoksesta systeemissä, jolla on muuttuva massa. Kuten aiemmin sanoin, teoriassa lentokoneen pysty- ja vaakasuuntaisia voimia voidaan tarkastella toisistaan riippumatta. Minua kiinnostaa vain ja ainoastaan se, kuinka lentokone kiihdytetään rakettimoottoria käyttäen nopeudesta 1 (mach <1) nopeuteen 2 (mach 10-12) jossa parasiitti laukaistaan avaruuteen. Se, että kyseessä on ilmakehässä operoiva lentokone, käytännössä vain kasvattaa polttoaineentarvetta ilmanvastuksen myötä. Etsin siis polttoaineentarpeen alarajaa.



Näytä kaavat ja vapaakappalekuva.

On totta että kone vaatii haastavaa aerodynamiikan ymmärrystä koska kone korkealla tarvii hieman erillaista aerodynamiikkaa. Mutta ei lainkaan mitään alemmissa korkeuksissa esiintyvää aerodynamiikkaa.

Joo siksi sanoinkin että laske miniteholla lentävälle koneelle ( kw/kg = 0.0025 ) oikea thrust tarve lennolle ja laske siitä sen keston mukaan löpön kulutus . Eli jos raketin tehon tarve nollasta on 1/1 on se tässä 0.0025 siitä. Toki koneella on jo esim 35 km korkeudessa 600 km/t nopeus pohjilla.

Sentrifugaalin kaava on yksinkertainen a= v2/r .

INSERT;

As described in the article uniform circular motion, in the case where the speed of the ball is constant, the centripetal acceleration is:

with a  the acceleration, v  the constant speed, and r  the radius of the path. The force is, of course, this acceleration multiplied by the mass of the ball.

 

[Juke]

Sen verran TUPS sai mut huolehtimaan asiasta, että aion selvittää mistä on kyse.

Tässä ainesosia raketti yhtälöön.

http://en.wikipedia.org/wiki/Tsiolkovsky_rocket_equation

Insertti;

The Tsiolkovsky rocket equation, or ideal rocket equation, describes the motion of vehicles that follow the basic principle of a rocket: a device that can apply acceleration to itself (a thrust) by expelling part of its mass with high speed and move due to the conservation of momentum. The equation relates the delta-v (the maximum change of speed of the rocket if no other external forces act) with the effective exhaust velocity and the initial and final mass of a rocket (or other reaction engine).
For any such maneuver (or journey involving a number of such maneuvers):

where:

is the initial total mass, including propellant,

is the final total mass,

is the effective exhaust velocity,

is delta-v - the maximum change of velocity of the vehicle (with no external forces acting),

refers to the natural logarithm function.
(The equation can also be written using the specific impulse instead of the effective exhaust velocity by applying the formula

where

is the specific impulse expressed as a time period and

is Standard Gravity.)

----


Ongelma on tiedossa;

http://www.nasa.gov/mission_pages/station/expeditions/expedition30/tryanny.html

----


Tärkeä termi on spesific impulse; http://en.wikipedia.org/wiki/Specific_impulse

Jossa kiihtyvyys on yksi aspekti.

Insertti;

General definition[edit]
For all vehicles specific impulse (impulse per unit weight-on-Earth of propellant) in seconds can be defined by the following equation:[3]

where:

is the thrust obtained from the engine, in newtons (or poundals),

is the specific impulse measured in seconds,

is the mass flow rate in kg/s (lb/s), which is negative the time-rate of change of the vehicle's mass (since propellant is being expelled),

is the acceleration at the Earth's surface, in m/s2 (or ft/s2).


-----


Alimmaisella yhtäläisyyksiä ylemmän kanssa...tuo kiihtyvyys jäi askarruttamaan.

 

[Tups]

Koneesi lentää siis "minimiteholla" (0.0025 kW/kg) ja koneen massa on karkeasti 20000 kg. Tehoa on siis 50 kW. Oletetaan, että lähtötilanteessa koneen nopeus on 600 km/h (167 m/s) ja tavoitteena on mach 10 (3000 m/s). Unohdetaan ilmanvastus ja oletetaan, että kaikki teho voidaan käyttää liike-energian kasvattamiseen. Tarvittava liike-energian muutos on siis 89.72 GJ muutosnopeuden ollessa 50 kJ/s. Kiihdytys kestää tällaisessa ideaalitilanteessa noin 20 päivää. Huomaatko, kuinka lähestymistapasi on väärä?

En edelleenkään ymmärtänyt tapaasi laskea "sentrifugaali". Antamasi kaava on toki minulle tuttu ja sillä voi laskea vaikkapa nopeuden, joka tarvitaan 160 kilometrin korkeudessa olevalla kiertoradalla pysymiseen (28800 km/h).

 

[Juke]

Varmaan on hyvä tietää mikä on rakettimoottori ylipäänsä; http://en.wikipedia.org/wiki/Rocket_engine
Sieltä nettotyöntövoima;
Net thrust[edit]
Below is an approximate equation for calculating the net thrust of a rocket engine:[2]

where:

= exhaust gas mass flow

= effective exhaust velocity

= actual jet velocity at nozzle exit plane

= flow area at nozzle exit plane (or the plane where the jet leaves the nozzle if separated flow)

= static pressure at nozzle exit plane

= ambient (or atmospheric) pressure
Since, unlike a jet engine, a conventional rocket motor lacks an air intake, there is no 'ram drag' to deduct from the gross thrust. Consequently the net thrust of a rocket motor is equal to the gross thrust (apart from static back pressure).
The

term represents the momentum thrust, which remains constant at a given throttle setting, whereas the

term represents the pressure thrust term. At full throttle, the net thrust of a rocket motor improves slightly with increasing altitude, because as atmospheric pressure decreases with altitude, the pressure thrust term increases. At the surface of the Earth the pressure thrust may be reduced by up to 30%,depending on the engine design. This reduction drops roughly exponentially to zero with increasing altitude.
Maximum thrust for a rocket engine is achieved by maximizing the momentum contribution of the equation without incurring penalties from over expanding the exhaust. This occurs when

. Since ambient pressure changes with altitude, most rocket engines spend very little time operating at peak efficiency.

 

[Juke]

En edelleenkään ymmärtänyt tapaasi laskea "sentrifugaali". Antamasi kaava on toki minulle tuttu ja sillä voi laskea vaikkapa nopeuden, joka tarvitaan 160 kilometrin korkeudessa olevalla kiertoradalla pysymiseen (28800 km/h).

Maapallon keskipisteeseen matka on r ja V2 ( vee toiseen on 12 500 potenssiin kaksi...tosin jaa ensin 3.6lla jotta metrejä sekunnissa )...se kertaa massa on sentrifukaalivoima !

Sehän on luonnollista...eräällä sen kuvaamalla hetkellä se on sama kuin kappaleen massa..jolloin se pysyy orbitilla.

 

[Tups]

Mikä tuossa rakettiyhtälössä jäi sinulle epäselväksi? Itse olen nuo artikkelit löytänyt ja lukenut, ja sen perusteella osaan myös kyseistä yhtälöä käyttää.

Käyttämällesi polttoaineelle "specific impulse" on 451 sekuntia ja sen perusteella "effective exhaust velocity" 4424 m/s. Loput arvot voit valita parhaaksi katsomallasi tavalla ja laskea sen perusteella nettotyönnön tai saavutettavan delta-V:n.

 

[Juke]

Koneesi lentää siis "minimiteholla" (0.0025 kW/kg) ja koneen massa on karkeasti 20000 kg. Tehoa on siis 50 kW. Oletetaan, että lähtötilanteessa koneen nopeus on 600 km/h (167 m/s) ja tavoitteena on mach 10 (3000 m/s). Unohdetaan ilmanvastus ja oletetaan, että kaikki teho voidaan käyttää liike-energian kasvattamiseen. Tarvittava liike-energian muutos on siis 89.72 GJ muutosnopeuden ollessa 50 kJ/s. Kiihdytys kestää tällaisessa ideaalitilanteessa noin 20 päivää. Huomaatko, kuinka lähestymistapasi on väärä?

Okei nosta se tehopainosuhde maksimiin 0.0383 kW/kg ( tämän laite tuottaa hyvässä aurinkopaisteessa kohtisuoraan ylhäälä )...pidä sitä yllä...lyhenikö tunteihin aika ?

 

[Juke]

Mikä tuossa rakettiyhtälössä jäi sinulle epäselväksi? Itse olen nuo artikkelit löytänyt ja lukenut, ja sen perusteella osaan myös kyseistä yhtälöä käyttää.

Käyttämällesi polttoaineelle "specific impulse" on 451 sekuntia ja sen perusteella "effective exhaust velocity" 4424 m/s. Loput arvot voit valita parhaaksi katsomallasi tavalla ja laskea sen perusteella nettotyönnön tai saavutettavan delta-V:n.

Niin mutta itse olen ne jo unohtanut.

Tämä lause myös askarruttaa;

is delta-v - the maximum change of velocity of the vehicle (with no external forces acting)

Nythän kappale on aerodynaaminen lentokone joka on väliaineessa joka ohenee jatkuvasti...eli se on ikäänkuin portaissa menossa ylöspäin.

Eikö rakettiyhtälö tavallaan laske että se on hississä ylöspäin jossa ilmanvastusta ei lasketa ?


Liittyy jotenkin tähän; http://en.wikipedia.org/wiki/Escape_velocity

Raketit ilmeisesti haluaa mennä ylöspäin koska Me-163 range on vain 40 km ?

http://en.wikipedia.org/wiki/Messerschmitt_Me_163_Komet

 

[Tups]

Kuten olen jo aiemmin sanonut, rakettiyhtälöllä laskettu polttoaineentarve nopeuden muutokselle (delta-V) on ideaalitilanne jossa oletetaan, ettei rakettiin vaikuta ulkoisia voimia. Olen myös sanonut, että ilmanvastus jne. ulkoiset voimat voidaan leipoa sisään tähän muutokseen eli esimerkiksi tavoiteltaessa arvoa delta-V = 8000 m/s lasketaankin polttoaineenkulutus arvolle delta-V = 9000 m/s. Maan pinnalla tämä tavoitearvoon lisättävä "lisänopeus" on luonnollisesti suurempi kuin korkealla johtuen ilman tiheydestä. Tyhjiössä kaavaa voi käyttää jotakuinkin sellaisenaan.

 

[Juke]

Kuten olen jo aiemmin sanonut, rakettiyhtälöllä laskettu polttoaineentarve nopeuden muutokselle (delta-V) on ideaalitilanne jossa oletetaan, ettei rakettiin vaikuta ulkoisia voimia. Olen myös sanonut, että ilmanvastus jne. ulkoiset voimat voidaan leipoa sisään tähän muutokseen eli esimerkiksi tavoiteltaessa arvoa delta-V = 8000 m/s lasketaankin polttoaineenkulutus arvolle delta-V = 9000 m/s. Maan pinnalla tämä tavoitearvoon lisättävä "lisänopeus" on luonnollisesti suurempi kuin korkealla johtuen ilman tiheydestä. Tyhjiössä kaavaa voi käyttää jotakuinkin sellaisenaan.

Joo varmaan näin.

Nyt eivät meinanneet vanhat silmäni uskoa tulosta, jonka sain tuunaamalla tätä Burnelli lifting body hässäkkää.

Matalalla koneen tehopainosuhde ylittää HK-1 Spruce Goosen ( alle 10 000 metriä ).

Lisääntyneen pinta-alan takian haluan tutkia kuinka korkealle sillä realistisesti voisi päästä ensin aurinkoenergialla ja sen jälkeen rakettivoimalla jos polttoainetta on n 10-20 tonnia ( voinet laskea sen Tups, jos kone painaa 25 000 kg ilman polttoainetta 5 tonnin raketti kyytissä ).

Arvioin että sillä voinee suuren kokonsa takia päästä jopa 50 000 metriin potkurein ( jonka jälkeen potkurit käännetään suppuun taakse ) jossa aletaan ajamaan emoaluksen 10-20 000 kilon vety ja oxidizer varastoja noin 30-50 kN työnnöllä. Konetta pitänee ajaa noin 10-15 asteen nousukulmalla..loiventaen korkeudessa jossa löpö loppuu.

Potkureiden maksimi koko on dia 9 metriä ( 5 lapaiset ) ja niitä on 4 kpl. Kutakin pyörittää 2 kpl n. 210 hv moottoria ( 149 KW ).

Oletan että merenpinnan tasalla ne pyörivät hyvin hitaasti pienllä lapakulmalla ja vastuksen vähetessä korkealla aina vaan nopeammin isommalla lapakulmalla. Esim 40 kierrosta minuutissa ensin ja 800 kierrosta 50 kilometrissä.

Koptereiden potkurit pyörii n. 320 rpm.

 

[Tups]

Nopeasti rakettiyhtälöllä laskien 20 tonnia polttoainetta polttamalla 25+5 tonnin painoisen lentokone-raketin teoreettinen delta-V olisi 2290 m/s. Sitä en lähde laskemaan, kuinka kovaa tuolla oikeasti pääsisi ilmanvastuksen huomioiden ja kuinka korkealle se nousisi, kun otetaan huomioon siipien synnyttämä noste eri nopeuksilla ali-, trans-, super- ja hypersoonisilla nopeuksilla. Itse harrastan korkeintaan kokoonpuristumatonta virtausta, ja sitäkin mahdollisimman vähän, joten tässä ollaan aika kaukana mukavuusalueeltani.

50 kN rakettimoottorilla kiihtyvyys olisi lähtöhetkellä 1 m/s² ja rakettimoottorin sammuessa 1.67 m/s², joten tuo on aika leppoisaa liitelyä. 20 tonnin polttoainekuormakin riittäisi melko pitkään rakettiavusteiseen nousuun. Kannattaisikohan tuohon kuitenkin laittaa hieman suurempi rakettimoottori? Autokoulussakin opetetaan, että rivakka kiihdytys on taloudellisempi...

Kuinkahan hyvin tuollainen yhdeksänmetrinen potkuri mahtaa toimia ja kestää, jos metrin verran jokaisesta lavasta pyörii ääntä nopeammin? Äänekäs se ainakin olisi.

 

[Juke]

Kuinkahan hyvin tuollainen yhdeksänmetrinen potkuri mahtaa toimia ja kestää, jos metrin verran jokaisesta lavasta pyörii ääntä nopeammin? Äänekäs se ainakin olisi.

Ei ( olisi äänekäs ) koska 50 kilometrissä ilman alhaisen tiheyden ja laskeneen viskositeetin takia sonic boom ei laisinkaan esiinny..eihän Baumgartnergaan synnyttänyt shock wave ilmiötä hypyssään.

Voi olla jopa mahdollista lentää potkurein sinne 80 kilsaan keveällä koneella noin mach 7-8 nopeudella lopussa.

Pitää alkaa laskeskelemaan noita kierrosnopeuksia huiskalle jotta nähdään etenemä että onko se teoriassa edes mahdollista...uskoisin kyllä.

Ilman tätä hemmoa ei tätäkään keksintöä olisi syntynyt.



http://en.wikipedia.org/wiki/Photoelectric_effect