بوستر و معادله راکت

مدیران انجمن: javad123javad, parse

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamjpl

نام: roham hesami

محل اقامت: Tehran -Qeytariyeh, Ketabi Street, 8 meters from Saba

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 738

سپاس: 434

جنسیت:

تماس:

بوستر و معادله راکت

پست توسط rohamjpl »

برای موشک های ساده ، استفاده از معادله موشک به اندازه کافی ساده است.
$\Delta v = v_e ln\left(\frac{m_i}{m_f}\right) = I_{sp} \ g \ ln\left(\frac{m_i}{m_f}\right)$
وزنه های کامل و خالی و Isp را وصل کنید و کار شما تمام شد.
اما وقتی موشک از بوستر استفاده می کند چه باید کرد؟ شما 2 مقدار Isp دریافت می کنید. من انتظار دارم که شما نتوانید فقط delta-V مراحل اصلی را به delta-V تقویت کننده های جداگانه اضافه کنید.
آیا راهی برای استفاده از معادله موشک در موشکهایی که از بوستر استفاده می کنند وجود دارد؟ توجه ضربه خاص (معمولاً به اختصار Isp) اندازه گیری میزان کارآیی رانش موتور جرمی واکنش (موشک با استفاده از پیشرانه یا موتور جت با استفاده از سوخت) است. برای موتورهایی که جرم واکنش آنها فقط سوختی است که حمل می کنند ، فشار ویژه دقیقاً متناسب با سرعت گاز خروجی است.
یک سیستم پیشرانه با یک ضربه خاص بالاتر از جرم پیشرانه با کارایی بیشتری استفاده می کند. در مورد موشک ، این به معنای کمترین نیروی محرکه مورد نیاز برای دلتا-V معین است ، تا وسیله نقلیه متصل به موتور بتواند به طور موثرتری ارتفاع و سرعت را بدست آورد.
در یک شرایط جوی ، یک ضربه خاص می تواند شامل سهمی باشد که توسط جرم هوای خارجی تأمین می شود که به طریقی توسط موتور شتاب می گیرد ، مانند توربوفن داخلی یا گرم شدن با احتراق سوخت پس از انبساط رانش یا پروانه خارجی. موتورهای جت هم برای احتراق و هم برای بای پس از آن هوای خارجی را تنفس می کنند و از این رو دارای ضربه ویژه بسیار بالاتری نسبت به موتورهای موشکی هستند. تکانه خاص از نظر جرم پیشرانه مصرف شده دارای واحد مسافت در هر زمان است که یک سرعت تصوری است که سرعت خروجی موثر تر نامیده می شود. این بالاتر از سرعت واقعی اگزوز است زیرا جرم هوای احتراق حساب نمی شود. سرعت واقعی و موثر اگزوز در موتورهای موشکی که در خلا کار می کنند یکسان است.$I_{sp} = \frac{v_e}{g}$ توجه کرده براساس نرخ تغییر حرکت کلی است $\frac{dp_{tot}}{dt}$
برای هر موتور ،
$\frac{dp}{dt}=v_{ex}\frac{dm}{dt},$
سرعت اگزوز برابر با سرعت خارج شدن جرم پیشرانه ها (کیلوگرم در ثانیه). این را برای هر موتور محاسبه می کنید ، سپس آنها را جمع می کنید.
بنابراین در جایی که شما به طور معمول داشته باشید
$m \frac{dV}{dt} = -v_{ex}\frac{dm}{dt},$
در عوض
$m \frac{dV}{dt} = -\Sigma \left(v_{ex, i}\frac{dm_i}{dt}\right),$

که در آن $v_{ex,i}$ و$\frac{dm_i}{dt}$ سرعت اگزوز و سرعت جرم موتور دوم است. سپس می توانید سرعت خروجی وزنی را معرفی کنید:$v_{ex,m} = \frac{\sum v_{ex,i}\frac{dm_i}{dt}}{\sum \frac{dm_i}{dt}} = \frac{\sum v_{ex,i}\frac{dm_i}{dt}}{\frac{dm}{dt}}$ از این رو شما$m\frac{dV}{dt} = -v_{ex,m}\frac{dm}{dt}$
که همان معادله مورد موتور تک است. با ادغام این معادله ، معادله موشک زیر بدست می آید:
ٍ$\Delta V = v_{ex,m} ln\big(\frac{m_i}{m_f}\big)$
.hope I help you I hope I help you understand the question. Roham Hesami smile072 smile261 smile260
تصویر

ارسال پست