Daten der Apollo-Missionen/der Saturn V

Hallo,
ich schreibe zur Zeit meine Facharbeit über das Thema: die Raketengleichung am Beispiel des Starts einer Saturn V.
Dazu benötige ich aber genaue Daten zu Gewicht, Höhe, Geschwindigkeit usw. einer Apollo Mission. Auch nach längerer Suche bin ich auf keine brauchbare Website gestoßen.

Habt ihr einen Tipp?

Vielen Dank schonmal im Vorraus

Buch: http://www.amazon.de/b%C3%BCcher/dp/0387716750

Das ist richtig gut und technisch.

Gruß, Klaus

Hier gibt's sicher die passenden Zahlen:

Apollo By The Numbers

Jede Menge statistische Daten zu den Apollo-Flügen.

Frank

Super!!!
Vielen Dank, das ist genau das, was ich gebraucht habe 

...genaue Daten zu Gewicht, ...

Ein Hinweis noch: Tu dir einen Gefallen und sprich in deiner Facharbeit nicht von "Gewicht", sondern von Masse 

Gruß,
KSC

Leider habe ich jetzt ein anderes Problem: anhand der Daten kommt eine maximale Geschwindigkeit von 2402,7 m/s bei der ersten Stufe raus.

Hab des dann mit Raketengrundgleichung überprüft, aber bei meiner Rechnung komm ich nach 168s Brenndauer nur auf ca. 1900 m/s (Gleichung mit Gravitation)
Woran kann das liegen?

Hallo, ich schreibe zur Zeit meine Facharbeit über die Raketengrundgleichung am Start einer Saturn V.
Hab mir dazu die Grundgleichung hergeleitet (mit Gravitation) und wollte die errechneten Ergebnisse mit den gemessenen zu Apollo 11 vergleichen.
http://georgetyson.com/files/apollostatistics.pdf

Aber bei meiner Rechnung komm ich nach 168s Brenndauer nur auf ca. 1900 m/s Brennschlussgeschwindigkeit.
Woran kann das liegen, da bei Apollo 11 ca. 7882,9 ft/s gemessen wurden, also umgerechnet ca. 2400 m/s?

Hallo Shuttle,

da muss dann wohl irgendwo ein Fehler sein ;-)

Gruss
Edgar

Wenn du sagst du hast die Gravitation eingerechnet frage ich mich wie... vermutlich steckt da drin dein Fehler, könntest du vielleicht mal deine Rechnung hier rein stellen?

Das könnte, pauschal von außen betrachtet, schon der Weg zur Fehlerursache sein.
Hast du die Gravitation ständig "voll" wirken/bremsen lassen? Die Rakete hat einen langsamen Gravity-Turn nach  Osten ausgeführt,  d.h. der Winkel zur Vertikalen hat beginnend mit a=0° mit der Zeit immer weiter zugenommen. Sobald aber der Rakete von der Vertikalen abweichend aufsteigt, wirkt die Gravitation nur noch mit dem Kosinus-Anteil dieses Winkels (cos(a)) und bremst effektiv weniger. Beim rein vertikalen Aufstieg (cos(0)=1) hättest du quasi den worst-case berechnet, da wirkt die Gravitation voll.

Die Rechnung macht das natürlich nicht einfach, da der Winkel zeitlich variabel ist. Du musst dann, anstatt G (Gewicht) über t zu integrieren, G*cos(a) über die Zeit integrieren und brauchst eine Funktion, die den Winkel a in Abhängigkeit der Zeit beschreibt.

Ich komme sogar auf ein bisschen weniger (1750 m/s), liegt vielleicht daran, dass ich andere Werte aus dem PDF eingesetzt habe. Ich habe die Austrittsgeschwindigkeit des Abgases aus dem Schub (zwischen 35 und 38 Sekunden, Seite 16) geteilt durch den pro Sekunde verbrauchten Treibstoff (Seite 30) berechnet. Die Startmasse ist von Seite 25, als Endmasse hab ich Startmasse - verbrauchten Treibstoff (Seite 30) eingesetzt.

Wie auch immer, der Unterschied zur realen Geschwindigkeit liegt vermutlich daran, dass man die Raketengrundgleichung mit Erdanziehung unter der Annahme, dass die Rakete senkrecht nach oben steigt hergeleitet hat, während die echte Saturn V beim Ausbrennen der ersten Stufe längst in einer horizontalen Fluglage ist. Man rechnet also eindimensional, müsste aber eigentlich zweidimensional rechnen, weil die Rakete nicht die ganze Zeit gegen die Erdanziehung beschleunigt.

PS: die letzten 3 Posts (inklusive diesem) gehören vielleicht eher in den "Fragen und Antworten"-Bereich?

Japp ... denn da wurde die Frage auch gestellt und gleichlautend beantwortet .

Threads hier zusammengeführt.

Danke für die Antworten. 

Die verwendete Gleichung lautet:
vEnd = vRel *ln(Startmasse/Endmasse)- g*t

Jo dann hast du wirklich den vermuteten Fehler gemacht...

Richtig wäre unter Einbeziehung des Flugprofils wie von Schillrich erklärt:
vEnd = vRel *ln(Startmasse/Endmasse)- g*t*cos(a(t))

Hallo Stefan,

da muss ich das Ende korrigieren:

Da steht nicht g*t*cos(a(t)), sondern das noch zu lösende Integral über die Flugzeit int(g*cos(a(t)))*dt.

Was würde das dann für eine Gleichung ergeben, wenn man des letzten Teil auch noch integriert?

Für den letzten Teil kann man das nicht pauschal sagen, da du eine Funktion a(t) spezifizieren musst, mit t als Variable, um diesen Teil explizit integrieren zu können.

Der integrierte Term sollte nur kleiner sein als der o.a. und schon berechnete worst case mit a=konstant=0° und cos(0°)=1.

ok, vielen Dank für eure Antworten!

hab mich mal gefragt, wie die Anzahl der Triebwerke einer Rakete mit dem spezifischen Impuls zusammenhängt, der bei der Ziolkowskij-Raketengleichung für die Endgeschwindigkeit verantwortlich ist.
Bei der Saturn V wurde ja in der ersten Stufe das mittlere von 5 Triebwerken früher abgeschaltet, wie bringt man das in die Raketengleichung ein?

Die Frage ist gut gestellt. Und das Ergebnis dürfte dich am Ende vielleicht überraschen ... .

Was ändert sich in deiner Raketengleichung (samt Gravtiationsverlust), wenn ein Triebwerk weniger brennt?