Вот сообщение, которое я поместил на "НК" Пт Июн 09, 2006 05:42 в теме "еще пара секунд к УИ химического РД"
У меня есть сильные подозрения, что химическая энергия 40 мДж/кг керосина, это только та химическая энергия которую мы только умеем использовать в настоящее время, а не полная химическая энергия горения керосина в кислороде.
А теперь вернемся к многоступеньчатому РД.
На самом деле газ поступает в сопло с некотой ненулевой скоростью и интегрировать скорость надо не до нуля, а до v0.
По настоящему формула для скорости истечения газа из сопла выглядит так.
01. v^2=(v0^2)+(2*T*P0*ln(P/P0))/(ro0*T0).
А теперь вопрос. Будет ли скорость истечения газа из тороидального сегмента равна по модулю скорости истечения газа из сопла, если тороидальный сегмент убрать?
Теоретически я до сих пор ответить на этот вопрос затрудняюсь. Но я провел следующий опыт. Взял часы, воздушный шарик и трубку. Шарик я надувал в маленьком ведерке до соприкосновения с его стенками для получения в шарике каждый раз одного и того же давления и объема. Десять раз я выпускал воздух из шарика через прямую трубку. Время выхода воздуха из шарика каждый раз было одно и то же. После этого я эту трубку изогнул в форме сегмента тора и повторил 10 раз опыт, но уже с изогнутой трубкой. И в первом и во втором случае воздух из шарика выходил за одно и то же время. То есть скорость истечения по модулю не изменялась.
А теперь чуть более подробно о центробежной силе.
dF=dP*s, dF=dm*a, a=(v^2)/R - R-внешний радиус сегмента тора,
dm=ro*dR*s, ro=ro_n*T_n*P/(T*P_n) -> T_n*ro_n*dR*(v^2)/(T*P_n*R)=dP/P
Интегрируем выражение. Получим
R=R0*e^(P_n*T*ln(P/P0)/(T_n*ro_n*v^2))
Рассмотрим работу данного двигателя в пустоте. Пусть газ выходит из сопла с давлением 0.1 атм.
Принимая радиус 0.5 м, молекулярную массу газа 30, скорость струи 4000 м/сек и перепад давления от 200 атм. то 0.1 атм. получим диаметр сечения изогнутого 0.24 м.
А теперь взглянем на рисунок. Перегородка в торе должна делить поток на поток B с давлением от 200 до 100 атм и на поток А с давлением от 100 ниже 0.1атм. Чтобы пока не перегружать вас расчетами, просто скажу, что в потоке B будет сосредоточено примерно 80% массы в секунду всей струи. А теперь мы поток А выбрасываем в пустоту, а поток В направляем в следующее сопло.
Теперь v0 у нас будет равно 4000 м/сек и газ по формуле 01. будет истекать из второго сопла со скоростью 8000 м/сек.
Повторим всю процедуру. Теперь из третьего сопла 64% массы в секунду газа будет истекать со скоростью 12 тысяч м/сек. Опять не буду приводить расчеты, но перенаправлять часть струи в четвертое сопло не имеет смысла, так как длина четвертого сопла превысит 10 метров. То есть удельная масса двигателя становится слишком высока и установка его на разгонный блок РБ теряет смысл.
Средняя скорость истечения продуктов сгорания из такого двигателя составит 9760 м/сек, т.е. будем иметь у.и. 976 с.
Будут ли какие-нибудь возражения? Обратите внимание, что выходной диаметр камеры первой ступени должен быть не более 0,5 метра.
НК, Пт Июн 09, 2006 14:02 , "еще пара секунд к УИ химического РД"
Harsky писал(а):
zenix писал(а):
У меня есть сильные подозрения, что химическая энергия 40 мДж/кг керосина, это только та химическая энергия которую мы только умеем использовать в настоящее время, а не полная химическая энергия горения керосина в кислороде.
вся
и это без учета массы кислорода к тому же. и использовать мы ее тоже умеем всю (в ЖРД).
Очень рад за вас. Я всегда подозревал, что продукты сгорания истекают из сопла с температурой близкой к 0 градусов кельвина.
А теперь, это вам наверное неизвестно, учитывая что удельная теплоемкость водяного пара при 3000 кельвинов составляет примерно 14 кДж/(кг*К) получим что килограмм пара при 3000 кельвинов содержит 21 мДж энергии. Так как по массе в продуктах сгорания он составляет лишь треть то для килограмма продуктов сгорания получим 4 мДж на углекислый газ плюс 7 мДж на водяной пар. Итого по самым скромным оценкам 33 мДж. Хотя имеющаяся у меня таблица дает большее значение. Ну ладно, в продуктах сгорания покинувших сопло остается еще 33 мДж на килограмм исходного керосина энергии .
В качестве варианта ступенчатого двигателя, могу предложить накапливать не скорость, а статическое давление газа.
Идея двигателя основывается на том, что находясь внутри атмосферы с высоким давлением мы его ощущать не будем. А это значит, что используя простые механические компрессоры можно сжать газ до очень больших величин. Выпуская газ из центральной камеры через очень прочное сопло очень малого диаметра, мы получим значительную тягу при небольшом расходе рабочего тела.
В качестве варианта ступенчатого двигателя, могу предложить накапливать не скорость, а статическое давление газа.
Хм. я тоже такое придумывал в школе еще... Зы, могу наверноге даже отыскать первые чертежи десятколетней давности...
Такая конструкция - огого сложная какая, а выигрышь, не так уж и велик для старта с земли.
Сопло - перепад в 1000 атмосфер - мама мия. Для "простых" и надежных пороховых ракет - критическое сечение делают из молибдена - и прочей хай тек фигни. И это то при сотнях атм. в движке...
Э, у вас есть на примете - материал - на порядок прочнее молибдена? А?
Если гоняться за высоким уи - при болшой сложности двигла - подсказываю идею (не мою ) - надо замкнуть газовый поток - типа в кольцо - а затем гонять по потоку скажем электродетонационную ударную волну. И в некоторый момент времени - кумулировать ударный фронт - в небольшой сгусток ускоренного газа. Скорость истечения - свыше 10км/с. У мну в расчетах получалось - до 100км/с, если гонять водород.
Уважаемые господа!
Всю эту механику и аэродинамику вы легко обнаружите в моем ракетно-вакуумном двигателе "смерч", равно как и в парашюте.
Простите, за вторжение.
Думаю, если бы Циолковский держал свои формулы в секрете, пытаясь их впарить царскому минобороны, или выгодно продать, мы до сих пор использовали ракеты только в фейерверках.
Посему я решил обнародовать свой секретный многоступеньчатый ракетный двигатель.
Пройдет не один год, прежде чем высокообразованные ученые обратят внимание на него и поймут принцип его действия. И только тогда с их подачи им заинтересуются военные и космические организации. Вот поэтому-то мои многолетние попытки довести до военных и роскосмоса суть моего двигателя окончились полной неудачей.
ruata matsu:
Цитата:
Если гоняться за высоким уи - при болшой сложности двигла - подсказываю идею (не мою ) - надо замкнуть газовый поток - типа в кольцо - а затем гонять по потоку скажем электродетонационную ударную волну.
Но вы же должны понимать, что удельная масса такого двигателя будет примерно такая же, как у ионного. В моем же двигателе при у.и. до 800 с. и тяге как у современных ЖРД средней тяги, тяга будет такая же как и у них, а удельная масса всего в три раза больше. Скажите, что выгодней, тащить две лишних тонны двигла или сжигать впустую 150 тонн топлива?
А теперь перейдем к проекту НГ. Назвать его многоступеньчатым двигателем можно лишь с большим натягом. Хотя проект может оказаться даже перспективней моего многоступеньчатого ЖРД.
Хочу обратить внимание, что для нынешних материалов и технологий создание постоянного давления в 40 тысяч атмосфер не проблема. Известно, что жидкий водород имеет плотность всего 71кг на метр кубический при гигантских трудностях его производства и хранения. При 40 000 атм. и комнатной температуре водород по фомуле ro=ro0*P*T0/(P0*T) , будет иметь плотность 3571 кг на метр кубический что даже превосходит аллюминий(2700 кг на м. в кубе).
ruata matsu:
Цитата:
Такая конструкция - огого сложная какая, а выигрышь, не так уж и велик для старта с земли.
Ничего подобного. Если оболочки сделать ленточными, как уже писал НГ а газ между оболочками заменить тонким слоем прочного полимера. Тогда сматывая ленту из расчета одна оболочка на падение давления на 100 атм. и сделав сам баллон из материала с очень низкой теплопроводностью можно закачать в баллон водород нагретый до 2000 кельвинов под давлением 40000 атм. В этом случае мы получим плотность водорода в баллоне 471 кг на метр кубический, что сопоставимо с керосиновым топливом и средний у.и. примерно 1274.8 с. Охренеть. Сматываемые оболочки можно не выбрасывать, а сжигать в ГРД.
Еще одно премущество ракеты НГ в том, что по мере падения давления будет уменьшаться тяга и перегрузки на протяжении всего полета не превысят 2 же. В космос смогут летать старики и дети.
Salter:
Цитата:
Всю эту механику и аэродинамику вы легко обнаружите в моем ракетно-вакуумном двигателе "смерч", равно как и в парашюте.
Разве? Вы так и не сумели внятно объяснить принцип вашего парашюта. Я там вижду только металлическую болванку.
Идея двигателя основывается на том, что находясь внутри атмосферы с высоким давлением мы его ощущать не будем. А это значит, что используя простые механические компрессоры можно сжать газ до очень больших величин.
Я тут основательно заморочился с вашим многоступеньчатым ТНА. Оказыватся, не надо никакого многоступеньчатого РД при давлении в двигателе 2000 атм. Но по порядку.
Как, известно, удельная теплоемкость водорода составляет при нормальных условиях 14 (кДЖ/кг*Т). Это выходит, чтобы нагреть килограмм водорода до 2000 кельвинов потребуется всего 28 мДж., т.е не более 3кг продуктов сгорания водорода. Молекулярная масса этой смеси получится равной 0.0067 кг/м в кубе, так как на 1моль пара потребуется 2,25 моля воорода. Такая смесь будет истекать из сопла при 2000атм. со скоростью 6100 м/сек. А для высотного сопла большого расширения скорость истечения составит 6900 м/сек.
Теперь о конструкционных особенностях такого двигла. Как сделать турбонасосный агрегат НГ уже объяснил. А рабочая камера может выглядеть следующим образом. Внутрення часть покрыта материалом с низкой теплопроводностью. Слышал что разработаны очень хорошие низкопроводящие матералы. Сам же додумался до тончайшего вольфрамового корпуса под которым находится графитовая оболочка. Получаем в сумме легкость, прочность и чрезвычайно низкую теплопроводность. Далее идет тонкий титановый корпус, за ним водородная рубашка охлаждения. В нее водород подается при температуре минус 20 цельсиев, а нагревается до 30 цельсиев. После рубашки идет десять полимерных оболочек, по схеме НГ, но газ заменен полимером. Чтобы 1800атм в рубашке охлаждения не раздавили неработающий двигатель, рабочую камеру возможно придется сделать многотрубчатой.
Двигатель, благодаря применению полимеров, будет ненамного тяжелее современных.
http://engine.aviaport.ru/issues/19/page50.html
Итог. 600 тонная полностью многоразовая система сможет выводить на орбиту 100 тонн, т.е. груженый амерский шаттл. Такой двигатель тем хорош, что для РН на его базе подойдут уже существующие производства.
Вы наизобретались формул, и поймались на них...
Не получится УИ свыше 600 при сверхвысоком давлении... Это явная ошибка... до 400 может и получится, а на водороде до 500...
Ну что ж, учтя измение температуры в сопле, проинтегрировал и получил почти приведенную вами формулу
v^2=v0^2+(2*R*T_k*(1-((P/P_k)^((n-1)/n))/((n-1)/n)
где v0 - скорость с которой продукты сгорания поступают в сопло. Для того чтобы рассчитать эту скорость, интегралом уже точно не обойдешься. Но я тут делал кое-какие прикидки ипришел к выводу, что при правильной конструкции КС можно достичь скорости истечения из нее продуктов сгорания около 1000 м/сек. Так что с УИ 455 с все ясно.
Но для водорода теоретический предел скорости истечения из E=m*(v^2)/2 составляет 5577,73 м/сек.
Вот поэтому я оставляю свою первую формулу не для расчетов, а для наглядности, потому что именно она своей "схожестью" с формулой Циолковского позволила мне ввести понятие многоступеньчатого РД. Я не хочу пока приводить схемы многоступеньчатых РД, которые не вызывают у меня сомнений.
Приведу пока наиболее сомнительную. Радиус берется таким, чтобы центробежная сила сжимала газ до 200 атм.
А теперь чуть более подробно о центробежной силе.
dF=dP*s, dF=dm*a, a=(v^2)/R - R-внешний радиус сегмента тора,
dm=ro*dR*s, ro=ro_n*T_n*P/(T*P_n) -> T_n*ro_n*dR*(v^2)/(T*P_n*R)=dP/P
Интегрируем выражение. Получим
R=R0*e^(P_n*T*ln(P/P0)/(T_n*ro_n*v^2))
Рассмотрим работу данного двигателя в пустоте. Пусть газ выходит из сопла с давлением 0.1 атм.
Принимая радиус 0.5 м, молекулярную массу газа 30, скорость струи 4000 м/сек и перепад давления от 200 атм. то 0.1 атм. получим диаметр сечения изогнутого 0.24 м.
Но это конечно грубая прикидка.
С помощью не очень длинного второго сопла можно будет выбрать оставшиеся 1000 цельсиев и получить УИ для пустотника свыше 500 сек. Для того, чтобы добиться аналогичного результата для РД с внешним давлением 1 атм. видимо можно будет обойтись тремя ступенями.
Мне кажется, вы не вполне представляете себе принцип работы ракетного двигателя...
Скорость на входе в сопло принимается условно равной нулю. Реально она имеет порядок 50-100м/с
А я не зря написал, - "при правильной конструкции КС". Нынешняя конструкция КС, как показали мне мои математические модельки, вместо того, чтобы использовать полный потенциал расширения при сгорании топлива, тормозят поток в КС. В результате возникает еще куча проблем в частности высокочастотные колебания в КС легко приводящие к взрыву. Так что можете со всем РД-строением вместе заблуждаться и дальше
А я, как вы заметили, в своих заблуждениях раскаиваюсь с удовольствием. Для меня важнее дело, чем амбиции.
Странно, обычно сначала изучают физический процесс, а потом под него делают формулы, а вы как-то наоборот, хотите подогнать физ. процесс под свою формулу, потому что "из нее следуют далеко идущие выводы". Короче, подогнать решение под ответ. Несерьезно. :/
Ну все, наука занялась своим любимым делом. Вешаньем лапши.
Неужели я так неясно выражаюсь. Формулу оставить для наглядности. Вообще все коэффициенты в разделе термодинамики так гуляют, особенно удельная теплоемкость...
Мои формулы хорошо описывают известные мне факты. Поэтому мне что-то расхотелось верить вам. Вот когда получу возможность провести намеченные опыты по проверке формул, которые я вывел на основании понимания физических процессв и фактов от добросовестных авторов, тогда и поверю вашим произвольным коэффициентам расширения и подгонкам под придуманные величины.
Вы имели дело со сварочной горелкой? Вы должны знать, почему так шумит ее пламя. Потому что поток движется со сверхзвуковой скоростью.
В общем понятно. Формулами я вам ничего не докажу. А мои спонсоры подписались, а теперь отказываются финансировать мои опыты. Вот вам и честное слово. ^_^ Собственно, они мне не обязаны.
Сгорание в сверхзвуковых потоках растянется на сотни и больше метров!!!
И 1000 УИ никак получиться не может...
А если бы и получилося такое, сделать ни за что не вышло бы...
Это из какой оперы? Я же сказал, что разбираться в прямоточниках пока не вижу смысла.
Roger Wilco
Цитата:
Давайте так: лучшее мерило теории - практика.
На форуме НК мне сказали, что практически установлено, что у высотника на срезе сопла температура около 1000 цельсиев.
Что, не поленились градусник поставили? Может кто-нибудь подтвердить, что эта цифра получена опытным путем, а не только из теории?
По вашей формуле:
Tk=4500K
Pk=5МПа
Pa=0.05МПа
ro0=1кг/м3 (условно - плотность воздуха)
v^2=v0^2+(2*T*P0*ln(P/P0))/(ro0*T0)
v=sqrt(v0^2+((2*T*P0*ln(P/P0))/(ro0*To)))
v0 - скорость на входе в сопло (условно 100м/с)
T - темпер-ра в КС (4500)
P0 - давление на срезе сопла (0.05МПа)
P - давление в КС (5МПа)
T0 - температура на срезе сопла (2000К)
Получается, около 1023 м/с
Э?
Укажите, где я не прав.
Неправ я. P0 = 100000 Па- нормальное атмосферное давление. А в логарифме давление на срезе нужно обозначить иначе. P_c например. Ро нулевое для водяного пара равно молярная масса 0.018 кг разделить на 0.0224 метра в кубе. Я чтобы не путаться все считаю в одной системе единиц. T0=273,15 кельвинов.
Я настолько привык использовать эту формулу для давления на срезе в 1 атм., что невольно ... Извиняюсь
Формула строго выглядит так
v=sqrt(v0^2+((2*T*P0*ln(P/P_с))/(ro0*T0)))
T- температура в сопле. В данном случае я ее считаю постоянной
P0=100000 Па
P- давление на входе в сопло
P-c- давление на срезе
ro0- молекулярная масса в килограммах деленная на 0.0224 метра в кубе
T0- 273.15 кельвина
Извиняюсь еще раз. Я думал, что все эти величины очевидны.
NikkyButt
Цитата:
А производство своей ракеты начнется, думаю, не раньше чем через 10 лет. Можете звать меня пессимистом.
Вы оптимист.
Я долго атаковал высокие инстанции. Потом со мной произошли такие страшные чудеса, что вам о них лучше не знать. Так что сидите в своих конторах и не рыпайтесь, пока ветры наверху не подуют на нас. А до тех пор, подготовим все детали, чтоб осталось только собрать. Чтобы проверить формулы не обязательно делать полномасштабный двигатель. Если формула будет давать надежные результаты для модельки РД тягой пять килограмм и температурой горения 1000 Цельсиев, то и для восьмитонника она даст надежные результаты.
Однако, говоря я проблемах "заторможенного" потока в КС, вы забываете о других не менее важных факторах, как то равномерность распыла компонентов, соблюдение заданного Km, охлаждение камеры, простота изготовления камеры, наконец, и др. А с низко- и высокочастнотной неустойчивостью в наше время уже справляются.
Я не забываю о других не менее важных факторах. Завта нарисую смеситель для компонентов.
Я не профессионал, а любитель. Поэтому просьба Km- ами не бросаться, а пояснять такие вещы.
Думаю что диаметр КС надо делать из расчета истечения струи из нее со скоростью 1000 м/сек и давления в 200 атм. По моим прикидкам 1м для восьмитонника вполне достаточно для полного сгорания смеси. Отсутствие сужения на выходе КС приведет к проблемам с запуском. Как с ними справиться думаю будет видно из опытов. Поэтому нужно предусмотреть плавное увеличение давления подачи смеси от 0.1 атм свыше атмосферного давления.
Камеру мы решили не охлаждать, а снизить температуру горения до 1700 цельсиев, а изнутри РД хромировать. Поскольку хром имеет более низкую чем сталь теплопроводность.
А можно поинтересоваться, каким вы видите расход топлива при таких давлении и температуре в КС?
Тяжелый вопрос, потому что у меня очень скромные справочники. Однако будем считать, что теплоемкость всех продуктов сгорания и СН2 при 1973 кельвинов одинакова. Тогда, чтобы снизить температуру с 2873 до 1973 очень примерно одна треть на килограмм смеси в КС должна составлять СН2
Зная молекулярные массы компонентов CH2 - 0.014, H2O - 0.018, CO2 - 0.044
3CH2+2H20+2CO2 ПОЛУЧИМ среднюю молекулярную массу 0.0237.
Будем пока пользоваться общеупотребительной формулой
v^2=v0^2+(2*R*T_k*(1-((P/P_k)^((n-1)/n))/((n-1)/n)
тогда для сопла получим приращение скорости струи 2112 м/сек
Но нам надо 2700. Оставшиеся 587 м/сек мы легко получим в КС, где расширение происходит не из-за падения давления, а из-за роста температуры.
На самом деле водород должен восстанавливать углерод и теплоемкости нам неизвестны. Поэтому цифры придется получать опытным путем.
По формуле m1*v1=m2*v2 легко находим секундный расход исходящей газовой смеси для 8000 кгс или 80000 Н - 29.6 кг. Сколько для этого потребуется керосина и окислителя, прикидывайте сами.
Но все это бабка вилами по воде писала. Надо провести кучу опытов на модельках тягой в 5 кгс, чтобы получить уверенный результат. А заодно проверим и мою теорию многоступеньчатого двигла.
Пусть будет технотемка для непродвинутых пользователей, не разделяющих ваши перспективные взгляды на методику проектирования РД.
Я, конечно, надеюсь, что у вас всё получится, но, если вдруг каким-то чудом проверенная 70ю годами практики классическая теория окажется, ткскзть, правее, - неплохо бы иметь запасной проект. Чтобы времени не терять.
А я не против классической методики проектирования РД. Если вы заглядываете в новостную ленту космонавтики, то должны знать, что после установки новых РД семерка сможет выводить на орбиту до 16 тонн. Расход горючки на космонавта снизится до 50 тонн. А вы не задумывались, почему бы не сделать полностью транспортный двухтонный корабль, вместо того, чтобы всякий раз таскать на Союзе 4 тонны ненужного орбитального отсека?
А потому что никто не хочет заморачиваться на создание маленькой ракеты, в которой с новыми двиглами как раз и тратилось бы 25тонн горючей пары, как у нас. Ну ладно, за комфортный полет на Клипере можно потратиться и на 50 тонн горючей пары.
Кстати, семерку можно легко сделать полностью многоразовым ракетоносителем. Нужно всего лишь отказаться от стереотипов мышления.
Может вам еще и вывод примерной формулы для скорости истечения газа из КС написать? Для точной надо знать точную зависимость скорости хим. реакции от температуры и давления. Но из мат. анализа ясно, что реальная скорсть будет выше полученной по приблизительной формуле.
NikkyButt писал(а):
но не поясните ли как ваш смеситель работает, какие у него примерно габариты и куда именно вы планируете его запихнуть?
Неужели из схемы не видно, куда он запихнут. Габариты надо считать из мощности двигателя. Но я когда самодельничаю, обычно поступаю наоборот. Нахожу готовые детали, а уж под них подгоняю мощность.
Вообще-то я думал, что этот смеситель известен всем ракетчикам. Весь секрет в распылителе. Кислород, вырывааясь из него, распыляет струю керосина, далее, соприкасаясь с нагретой стенкой подогревающей рубашки при установившемся режиме работы двигателя смесь испаряется и в парообразном состоянии поступает в КС.
NikkyButt
Цитата:
Этот коэффициент очень удобен в оценке различных параметров РД.
Уж конечно гораздо удобнее, чем каждый раз рассчитывать его самому. Но когда считаешь сам, смысл процесса как-то лучше доходит.
Если РН будет мало кушать, будет многоразовым, да еще, о чем мы озаботились, дешевым в изготовлении, так получится самое оно.
А маленькая РН все ж я думаю будет гораздо надежней большой.
Открывал на всю баллон с кислородом с давлением 200 атм. По вашей
T=Tk*(p/pk)^((k-1)/k) температура струи на выходе должна бы опуститься до 100 кельвинов и полететь хлопья водяного и углекислотного снега. Однако ж даже температура горловины не опускалась до нулевой температуры.
А зимой кислород из баллона должен сжижиться.
Хватит мне мозги пудрить. Я буду пользоваться математикой и личным опытом.
А закон сохранения энергии, если мои формулы его нарушат, сам о себе позаботится и внесет поправки.
МНОГОСТУПЕНЬЧАТАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ В РД
Смысл идеи очень прост. За счет испарения компонент топлива мы можем в формуле
v=sqrt(v0^2+((2*T*P0*ln(P/P_с))/(ro0*T0)))
добиться при постоянном давлении приращения скорости v0 до 500 м/сек очень приблизительно.(первая ступень)
добиться за счет возрастания температуры в процессе горения при постоянном давлении приращения скорости свыше 500 м/сек.(вторая ступень)
Зная зависимость скорости горения от температуры и давления, рассчитать сечение второй ступени КС не составит проблем.
С первой ступенью придется видимо решать все экспериментально. Сечение должно изменяться так, чтобы, если давление горения начнет возрастать, то давление на учатке испарения должно возрастать быстрее.
Проблема, решение которой я без опытов представить не могу, это как обеспечить в КС рабочее давление во время запуска двигателя.
С помощью многоступеньчатости элементов двигателя мы сможем в худшем случае добиться уи 550 сек, а это составит массу, выводимую на орбиту равную 18 процентам от стартовой массы.
Уважаемый, при открытии баллона происходит неадиабатическое расширение, и энергия его в тепло и переходит... Надо работу от него отнять, чтоб снизилась температура...
Вы не можете начинать темы Вы не можете отвечать на сообщения Вы не можете редактировать свои сообщения Вы не можете удалять свои сообщения Вы не можете голосовать в опросах
FAQ
Поиск
Пользователи
Группы
Регистрация
Профиль
Войти и проверить личные сообщения
Вход
) - надо замкнуть газовый поток - типа в кольцо - а затем гонять по потоку скажем электродетонационную ударную волну. И в некоторый момент времени - кумулировать ударный фронт - в небольшой сгусток ускоренного газа. Скорость истечения - свыше 10км/с. У мну в расчетах получалось - до 100км/с, если гонять водород.
