Только похвалил за лаконичность
PSS>> Но, если не трудно. Дайте еще пару ответов. Главный (без которого нельзя проверить решения) если какой нибудь способ узнать параметры начальная масса/конечная масса/ тяга. Кстати если удельная мощность постоянная это значит, что и тяга меняется в полете? Или это только для начальной (конечной) массы.
A.s.> Только для КОНЕЧНОЙ массы. Удельная мощность Ватт/кг считается к ПУСТОЙ ракете. Без топлива, точней без РАКЕТНОЙ МАССЫ (которая делает общую массу переменной и если к ней считать удельную мощность то получится и переменной удельная мощность). Удельная мощность - это характеристика инженерного совершенства системы. То есть сухой конструкции (ракетная же масса - не конструкция, это обременение конструкции).
Значит сухая масса. Замечательно!
Вы ее как-то ограничиваете? Я брал 1 кг. Чтобы М начальное не сильно задирать.
A.s.> Если вы указали для ракеты скорость истечения u и секундный расход топлива [dm/t] (можно указать тягу F), то вам надо еще знать и массу пустой ракеты M0 чтобы посчитать параметры для данной траектории полёта.
Да!
A.s.> Но если вы задали скорость истечения u и удельную мощность w, то масса пустой ракеты на старте вам уже не важна в расчёте траектории. Полезная мощность, тяга, секундный расход топлива - всё это связанные параметры (из одного легко узнать другой) чрез скорость истечения. Но это абсолютные значения. К этому нужно знать еще и массу пустой ракеты что бы вычислить из них необходимое вам массовые числа (r, R) и все прочие параметры траектории. Удельная мощность позволяет не знать массу пустой ракеты. Достаточно знать, задать w и u.
Ладно. Здесь понял.
A.s.> Хотя в моём анализе сам параметр u (скорость истечения) является предметом поиска, оптимизации из w и L - дистанции перелёта. Ищется минимум времени перелёта Т при заданном w и L, для чего варируются параметры u и x. Х - доля активного участка (разгон плюс торможение) на всей дистанции перелёта L. То есть доля участка полёта по инерции 1-x. И тогда дистанция, которую ракета летит к цели по инерции
Это понятно. У вас явно что-то не то, с расчетом полностью активного полета. Что совсем странно, для некоторых значений совпадения есть. При относительно небольших значений импульса
Немного разобрался. См ниже.
A.s.> Li=L(1-x)
A.s.> Если x=1, то ракета летит без инерциального участка. То есть она всё время разгоняется или тормозит. Но это не оптимальная (как выяснилось позже) траектория. Должен быть инерциальный участок. Тогда до цели вы доберётесь быстрее при прочих равных.
И зачем я эти расчеты приводил... Ну те на которые Факир мне заявил, что я банальные вещи доказываю. Так именно это я и доказал
A.s.> Ну а если вы правильно выберете и скорость истечения u (для заданной удельной мощности w) то у вас получится абсолютный оптимум. При этом массовое чисто R такой оптимальной ракеты оказывается близким к 4.
Этот коэффициент я понял. И пока он не нужен. Но погодите. Массовое число это Z? Число Циолковского? Его где-то показывают в программе? Точнее я вижу его сверху? Но где нибудь показывают конкретное R для выбранной ячейки? Или у Вас совершенно для любой ракеты, с любой тягой и импульсом одно конкретное массовое число?
A.s.> Так на дистанцию в 15 световых лет, оптимизированный 8-и ступентачый ионный зонд с удельной мощностью в 100 ватт/кг (для ионной ракеты это очень показательная характеристика, фактически показатель правдоподобности) доберётся на ~1000 лет быстрее чем самая оптимальная одноствупенчатая ионная ракета с той же удельной мощность (четыре тысячи лет). При этом оптимальная скорость истечения у многоступенчатой ракеты получается в два раза меньше, время работы каждого реакторов порядка 50 лет (а у одноступенчатой почти 3000 лет). Одна проблемка. У 8-и ступенчатой ракеты к цели доберётся лишь 1/1000 часть стартовой массы. А у одноступенчатой 1/5.
Хорошо. Попробую оценить по своей программе. Дальность 15 св. лет. Для удельной мощности 100 Вт/кг Ваша программа выдала при импульсе 2 000 000 м/с время полета 4636 лет (время полета без пассивного участка)
Поставляем в свою. У меня он выдал для 15 св.лет и 2000 000 секунд всего 2256 лет. Аж на 2 400 лет меньше. Правда у меня масса 1 кг и тяга 9.81 Н. У вас 100 Вт/ кг. То есть 100 Вт
Если взять формулу W=FU/2 то F=2W/U и тяга выходит 0.0001 Н Как то мало. Но что выдаст моя программа на это T- 3156 лет. Хотя для такого маленького расхода может начинать глючить. Пойдем от обратного.
Тяга у нас 9.81 Н, масса 1 кг, импульс 2 000 000 но дальность 4.36
Время полета 658 лет
Удельная мощность выходит (из-за импульса) 9 810 000 Вт/кг
Время полета 658 лет без пассивного участка. Уф. Хоть что-то.
Минимальное время полета при таких начальных данных - 177 лет с пассивным полетом. У вас стоит 179 лет. Не принципиально. Для 0.1 - 194(194), 0.3- 287(287), 0.5- 389(390), 0.7-496(496).
Все совпадает. Уф. Это радует. То есть математически скорей всего все верно. И проблемы могут быть только с работой математики экселя при очень малых значениях расходы.
Хотя больше проблема была в том, что отталкивались от ракеты со стороны физики, а не ракетной техники.
A.s.> Почему я всё считаю от удельной мощности? Ну помимо того что надо меньше параметров (чем тяга или секундный расход, плюс, обязательно начальная масса), удельная мощность наиболее информативный показатель совершенство конструкции. И по-сути он всецело определяет время полёта.
Если честно не думаю. Это очевидно если посмотреть на ЖРД и РН с РБ
A.s.> По-сути время T, за которое вы можете преодолеть дистанцию L для любой транспортной системы связано с w так:
Да. Но у меня вышло еще проще. Время полностью активного полета зависит только от L и удельного импульса. Если есть пассивный участок оно еще меньше, причем в разы.
A.s.> Самое великое препятстствие на пути к звёздам - удельная мощность наших транспортных систем (сколько ватт энергии мы можем полезно приложить к разгоняемым и тормозимым килограммам). Остальное - шашечки. Как это лучше организовать.
С точки зрения физики так. Но только со стороны общей физики. Так как оно негласно подразумевает, что мы можем менять соотношение тяга/импульс.
В частности ваша программа получает достаточно небольшое время перелета только потому, что достаточно оперативно задирает удельный импульс. А как я уже сказал, верхняя граница времени перелета линейно связанна с удельным импульсом.
В реальных конструкция обычно величина удельного импульса определяется форматом выбранного двигателя. При этом тяга уже легко маштабируется.
При желании не сможете увеличить импульс РД-171 до 500 секунд, пусть даже путем снижения тяги. При этом тяга легко изменяется просто увеличением числа двигателей.
Ну или Орион. Там есть способы быстрого увеличения импульса системы, конечно со снижением тяги?
Плюс во всех этих вариантах энергия содержится не в двигателей входящем в сухую массу, а в топливе.
A.s.> Вся суть межзвездного привода - в этом.
A.s.> И тут выясняется что почти все известные нам машины (особенно с бортовым источником энергии) недотягивают до желаемого минимум три порядка, а то и все пять. Отсюда все реалистичные системы полёта оказываются тысячелетия в пути даже к ближайшим звёздам (600 лет к А. Центавра лучшее что можно помыслить).
Я бы сказал, что главное это все таки попробовать оценить какую импульс мы можем получить.
Это важнее
Подставляю 300 000 м/с и уже выдает 838 лет с пассивным участком. Я уже спрашивал про уи Ориона?