Raketenflug

War eine Antwort auf diese Frage:

wieso bringt eine spätere Zündung der Hauptstufe eine höhere Leistung?

Die komplette Umkehr ist nur der Extremfall. Es bringt aber schon etwas wenn man die mit Flüssigtreibstoff betrieben Hauptstufe später zündet, da man schon früher den ineffizienteren Feststofftreibstoff früher los wird und nicht bis zum ende mit beschleunigen muss.

Guten Morgen,

ich muss meine Aussage spezifizieren, weil alles was wir hier sagen, nicht "allgemein" gilt, sondern von den mit betrachteten Nebenbedingungen abhängt.

Generell geht es im Stufenprinzip darum nacheinander zu zünden, um so nach jeder Trennung eine "neue" Rakete zu haben, die mit einer erhöhten Anfangsgeschwindigkeit loslegt. Daraus kommt auch, dass höherenergetische Stufen am Ende gezündet werden, um deren wertvollen Treibstoff nicht zum Mitbeschleunigen der anderen Stufen (anteilig) zu "verschwenden". Aber das gilt so ideal nur außerhalb eines Gravitationsfelds und ohne Atmosphäre.

Wenn man die Gravitation mit einbezieht, kommt es zu sog. Gravitationsverlusten (bei der energetischen Betrachtung), in dem ich eine schwere Rakete hoch trage, ohne effektiv zu beschleunigen. Dieser Energieeinsatz des Treibstoffs ist verschwendet und kann nicht mehr zum Beschleunigen genutzt werden. Auf kinematischer Seite wird die Raketengrundgleichung hierfür um einen Verlustterm der Gravitation erweitert:
[tex]v(T)=c\cdot ln(\frac{m(0)}{m(T)})-\int_{_0}^{^T}g(t)\cdot dt[/tex]

An g(t) kann man relativ wenig drehen, da diese Größe physikalisch vorgegeben ist, wobei hier die Form der Flugbahn die jeweils wirksame Komponente bestimmt (tangentiale Starts wären perfekt). Aber man kann T beeinflussen, die Gesamtbrennzeit. Man hat immer noch eine feste Zielgeschwindigkeit, aber man kann diese schneller erreichen, wenn man einfach stark beschleunigt und so die notwendige Brennzeit minimiert, und damit die wirksame Zeit für den bremsenden Verlustterm.
Daraus resultieren schubstarke Erststufen und wenn man wenig Rücksicht auf die Nutzlast nehmen muss (ICBMs), kann man so relativ kleine Raketen bauen, die trotzdem weit kommen. Auf amerikanischer Seite gab es so ein "Mini-ICBM"-Programm:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=4225.msg126692#msg126692

Schillrich, ich glaube, hier muss ich was klarstellen: Diese Diskussion über das Stufenprinzip entstand aus einer hypothetischen Rakete von mir als "Ariane 6" im Leistungsbereich der Ariane 5, bestehend aus:
1. Stufe: 2 P240 Booster
2. Stufe: H150 Stufe mit 2500kN Triebwerk
3. Stufe: ESC-B Variante

Diese wurde von mir mit der aktuellen Ariane 5 verglichen. Dabei gilt:

1. Beim Start sinkt die Beschleunigung durch serielle Zündung nur leicht, weil bei der Ariane 5 die Booster einen Großteil des Schubs aufbringen, aber auch eine etwas schwerere Rakete tragen müssen.

2. Nach Brennschluss der Booster ist die Beschleunigung deutlich größer als bei der Ariane 5, da mein Konzept doppelt so schubstark sein soll. In dieser Flugphase sind Gravitationsverluste also deutlich geringer.

Ich habe da einfach geschätzt, dass meine Rakete effizienter sein sollte als die Ariane 5 - das war der Vergleich. Ob die Zündung der Hauptstufe parallel zu den Boostern mehr Leistung bringt, habe ich bei dieser Überlegung nicht extra berechnet.
mfg websquid

Hallo,

ich wollte qualitativ mal zeigen, was die Raketengleichung und Gravitationsverluste für die Stufung bedeuten.
Folgende Annahmen gelten:

• 2-stufige Rakete
• senkrechter Aufstieg von einer ruhenden Erde mit konstanter Gravitation --> einfache Berechnung des Gravitationsverlusts
• Für die Massenverhältnisse beim Start (komplette Rakete) und nach der Stufentrennung (nur noch Oberstufe) gilt: [tex]m_{_0}/m_{_t}=1[/tex], d.h. bei jeder Zündung müssen die Kurven wieder links bei 1 abgelesen werden.
• Der Geschwindigkeitsgewinn in der ersten Brennphase (egal ob fest oder flüssig) ist immer geringer als in der zweiten.
• Für feste Stufen gilt: geringere charakteristische Ausströmgeschwindigkeit (Effizienz), aber auch geringerer Gravitationsverlust durch die kürzere schubstarke Brennphase.
• Für flüssige Stufen gilt: höhere charakteristische Ausströmgeschwindigkeit (Effizienz), aber auch höherer Gravitationsverlust durch die längere schubarme Brennphase.

In dem Bild sind die beiden Geschwindigkeitsverläufe aus der Raketengleichung für eine Feststoffstufe (rot) und eine Flüssigstufe (blau) zu sehen. Durch ihre höhere Effizienz liegt die blaue Kurve über der roten. Bei jeder Zündung beginnt das Ablesen links am Anfang der jeweiligen Kurve. Abhängig davon, ob es eine Erst- oder Zweitstufe ist, gibt die linke oder rechte lila Markierung an, wieviel Geschwindigkeitsgewinn in dieser Brennphase erreicht wurde. Die beiden unteren Linien sind die jeweiligen Gravitationsverluste je nach Stufentechnologie.
Die Werte im Graphen sind beliebig, also keine "echten" Raketendaten, aber die qualitativen Verläufe "passen".


Die folgende Tabelle enthält dann für die jeweiligen Stufenkombinationen fest-flüssig, flüssig-fest, flüssig-flüssig und fest-fest die jeweiligen Bruttogeschwindigkeitsgewinne jeder Stufe und insgesamt, die jeweiligen Verluste der Stufen und am Ende daraus die Nettogewinne jeder Rakete, wenn man die die Verlsute von den Bruttogewinnen abzieht.

Rakete

|

Stufe

1

|

Stufe

2

|

End

-

Geschwindigkeit

|

Gewinn

|

Verlust

|

Gewinn

|

Verlust

|

brutto

|

netto

fest-flüssig

|

+1,4

|

-1

|

+4,7

|

-2

=

+6,1

|

+3,1

flüssig-fest

|

+2,0

|

-2

|

+3,2

|

-1

=

+5,2

|

+2,1

flüssig-flüssig

|

+2,0

|

-2

|

+4,7

|

-2

=

+6,7

|

+2,7

fest-fest

|

+1,4

|

-1

|

+3,2

|

-1

=

+4,6

|

+2,6

Was kann man sehen? Ohne Verluste ist die Kombination flüssig-flüssig am effektivsten und erzielt den größten Gewinn im senkrechten Aufstieg (6,7). Fest-flüssig ist flüssig-fest überlegen (6,1 > 5,2) und fest-fest fällt am stärksten ab (4,6). Die Unterschiede sind deutlich.
Wenn man jetzt aber die wirkenden Gravitationsverluste mit einbezieht, entsteht ein anderes Bild. Flüssig-flüssig schafft nur noch 2,7, da der Aufstieg am längsten dauert und sich damit die Gravitionsverluste aufsummieren und den Vorteil auffressen. Fest-fest ist jetzt mit 2,6 fast genau so gut. Letzter ist flüssig-fest mit 2,1. Sieger ist jetzt fest-flüssig mit 3,1.

Durch Berücksichtigung der Nebenbedingungen ergibt sich damit ein anderes Bild und die Spanne ist auch kleiner/feiner. Aber noch mal zu Erinnerung: die eingesetzten Werte sind beliebig, es geht nur um eine qualitative Analyse.

Hätte mal ein paar Fragen:
Ich kann mich, jetzt wo Ferien sind, wieder intensiver mit den physikalisch komplexeren Aspekten der Raumfahrt auseinandersetzen...

Also habe ich mir die Raketengrundgleichung mal näher angeschaut...

Delta V = c_eff * ln (^m1/_m2)

Mal eingesetzt: c_eff = 4500 (~ Wasserstoff + O)
m1 = 100; m2 = 50
Kommt raus 3119,2 also m/s nehme ich an, um die das 50 kg schwere Restraumschiff dann beschleunigt wird...

Gehe ich soweit richtig?



Nun wollte ich mir mal ausrechnen, wie hoch die Startmasse sein muss, um auf Fluchtgeschwindigkeit zu kommen, bei 50 kg Nutzlast (natürlich einstufig)

11.200 m/s = 4500 * ln(^x/₅₀)

Wie formt man den natürlichen Logarithmus um? e^x? 11.200 / 4500 = ? ? ?

@runner02

correkt, die Umformung von

Delta V = ceff * ln (m1/m2)

lautet

m1= m2*e^(Delta V/ceff).

@alle anderen
Da es diesen Thread schon gibt, wüsste ich gerne, wie man bei abnehmenden Schwerefeld (also wie es in der Realität in etwa ist) zu rechnen hat, und hätte das gerne an einem Beispiel vorgerechnet. Einsetzten nach dem jeweiligen Bedarf kann ich selbst.

Schwerkaft:

[tex]F_G = G \frac{mM}{r^2}[/tex]

[tex]G = 6,67*10^{-11}\frac{m^3}{kg s^2}[/tex]

m: Masse des Körpers
M: Masse des anderen Körpers(zB. Erde)
r: Die Entfernung derer Mittelpunkte

Bsp: m = 1000kg, M = 6*10^24kg(Erde) , r = 6600.0000m(Erdoberfläche)

[tex] F_G = 9.187N [/tex]

r = 7000.000m(400km Orbit)

[tex] F_G = 8.167N [/tex]

__________________________________________________

Die folgende Raketengleichung für eine einstufige Rakete gilt nur im Vakuum und ohne Berücksichtigung der Gravitation und anderer wichtiger Kleinigkeiten:

[tex]\Delta v = c_{eff} *ln (\frac{m_1}{m_o})[/tex]

Wenn wir die Gravitation berücksichtigen, aber einen komplett senkrechten Flug annehmen müssten wir über integrieren und sie wird so aussehen:

[tex]\Delta v = c_{eff}* ln(\frac{m_1}{m_o}) - \int_{r_1}^{r_2} G\frac{M}{r^2}dr t[/tex]

t: Beschleunigsdauer

Also Stammfunktion bilden:

[tex]\Delta v = c_{eff}* ln(\frac{m_1}{m_o}) - \frac{1}{3}G(\frac{M}{r_2^3} - \frac{M}{r_1^3}) t[/tex] 

(\\\edit: Beachtet die Korrekturen weiter unten im Thread, so ist das falsch)

Ich spare mir lieber das einsetzen von konkreten Werten, weil ich mich da sowieso verrechne.

Nun muss man natürlich berücksichtigen, dass normale Raketen nicht die ganze Zeit senkrecht fliegen, also

[tex]\Delta v = c_{eff}* ln(\frac{m_1}{m_o}) - \int cos(\alpha(t))d\alpha(t) \int_{r_1}^{r_2} G\frac{M}{r^2}dr t[/tex]

Der Winkel alpha ist der Winkel zwischen der Rakete und der Erdoberfläche, am Anfang ist er natürlich 90 Grad und zum Schluss hoffentlich 0 Grad.

Man muss natürlich auch die Luftreibung berücksichtigen, die hängt vom Quadrat der Geschwindigkeit ab und von der Dichte der Luft, welche nach der barometrischen Höhenformel abnimmt. Also Integrale über Integrale. Ich spare mir das. Und es kommen natürlich Bahnänderungsmanöver dazu usw.

Ich denke im praktischen Einsatz haben die Raumfahrtingenieure ein paar hübsche nummerische Modelle womit sie einen PC füttern und ihr delta v bekommen.

Korrigiert mich wenn ich irgendwo falsch liegen oder wenn ihr weitere Fragen habt fragt ruhig^^.


@runner2:

Ja genau:  [tex]e^{11200/4500} = \frac{x}{50}[/tex]

Also x = 602

Danke für die schnelle Antwort...

m1= m2*e^(Delta V/ceff)

wie kommt man da eigentlich hin?

ln(m1/m2) ist ja nicht gleich ln(m1) / ln (m2) (habe ich schon rechnerisch herausgefunden...)

Gibt es dafür eine Umformregel?

Ich forme das ganze mal um:

[tex]\Delta v = c_{eff}*ln(\frac{m_1}{m_0})[/tex]

[tex]\frac{\Delta v}{c_{eff}} = ln(\frac{m_1}{m_0})[/tex]

[tex]e^{\frac{\Delta v}{c_{eff}}} = e^{ln(\frac{m_1}{m_0})}[/tex]

[tex]e^{\frac{\Delta v}{c_{eff}}} = \frac{m_1}{m_0}[/tex]

denn   [tex]e^{ln(x)} = x[/tex]

[tex]e^{\frac{\Delta v}{c_{eff}}} m_0 = m_1[/tex]

[tex]m_0 = [/tex]Rakete ohne Treibstoff
[tex]m_1 = [/tex]Rakete mit Treibstoff

Ah danke...

Also wie man bei x^n = y auf beiden Seiten den ln ziehen kann, kann man hier einfach auf beiden Seiten mit e 'erweitern'

Hallo Tigga,

deine Rechnung für den Gravitationsverlust ist leider falsch. Du verkomplizierst die Integrale und verhedderst dich dann.

Wenn wir die Gravitation berücksichtigen, aber einen komplett senkrechten Flug annehmen müssten wir über integrieren und sie wird so aussehen:

[tex]\Delta v = c_{eff}* ln(\frac{m_1}{m_o}) - \int_{r_1}^{r_2} G\frac{M}{r^2}dr t[/tex]

t: Beschleunigsdauer

Also Stammfunktion bilden:

[tex]\Delta v = c_{eff}* ln(\frac{m_1}{m_o}) - \frac{1}{3}G(\frac{M}{r_2^3} - \frac{M}{r_1^3}) t[/tex]
Ich spare mir lieber das einsetzen von konkreten Werten, weil ich mich da sowieso verrechne.

Die Stammfunktion von [tex]\frac{1}{r^2}[/tex] ist nicht [tex]\frac{1}{3r^3}[/tex], sondern [tex]-\frac{1}{r}[/tex].
Aber, eine Dimensionsanalyse sowohl deines Integrals als auch der Stammfunktion zeigt, dass da keine Geschwindigkeit rauskommt. Das Integral hat die Einheit [tex]\frac{[m^2]}{}[/tex], die Stammfunktion hat dann plötzlich [tex]\frac{1}{}[/tex]. Beide müssen gleich sein und sollen [tex]\frac{[m]}{}[/tex] haben. Das Integral muss daher anders formuliert werden.

Die Idee ist die Schwerebeschleunigung über die Zeit zu integrieren. In dem Integral musst du damit über [tex]dt[/tex] integrieren, nicht [tex]dr\cdot t[/tex]. Der Gravitationsverlust ist dann:
[tex]... = ... - \int_{r_1}^{r_2}\frac{GM}{r^2}dt[/tex]

Nun muss man natürlich berücksichtigen, dass normale Raketen nicht die ganze Zeit senkrecht fliegen, also

[tex]\Delta v = c_{eff}* ln(\frac{m_1}{m_o}) - \int cos(\alpha(t))d\alpha(t) \int_{r_1}^{r_2} G\frac{M}{r^2}dr t[/tex]

Der Winkel alpha ist der Winkel zwischen der Rakete und der Erdoberfläche, am Anfang ist er natürlich 90 Grad und zum Schluss hoffentlich 0 Grad.

Hier gilt Ähnliches, außerdem muss man den Winkelterm ebenso über der Zeit integrieren und kann so beide Integrale zusammenfassen:
[tex]... = ... - \int \frac{GM}{r^2}cos(\alpha)dt [/tex]

Für [tex]r[/tex] und [tex]\alpha[/tex] benötigt man dann zeitabhängige Funktionen [tex]r(t),\alpha(t)[/tex], um das Integral lösen zu können.



Und, leider noch eine Korrektur:
Der Winkel ist zwischen dem Lot der Oberfläche und der Flugrichtung bestimmt. Am Boden beim senkrechten Abheben gilt dann [tex]\alpha = 0^{\circ}[/tex] (nicht 90°) und [tex]cos(\alpha)=1[/tex], so dass der Gravitationsverlust am Beginn die höchste/volle Wirkung hat. Bei [tex]\alpha = 90^{\circ}[/tex] hätten wir hingegen [tex]cos(\alpha)=0[/tex] und so beim Abheben keinen Gravitationsverlust.

Auweia

Mir passieren Fehler 

Ja das passiert wenn ich schnell was in ein Forum schreibe, dass mit der Stammfunktion ist  schon peinlich^^.

Ich ging zuerst davon aus:

[tex]\Delta v = c_{eff} ln(\frac{m_1}{m_0}) - g\Delta t[/tex]

[tex] g = G \frac{M}{r^2}[/tex]

denn   [tex] mg = G\frac{mM}{r^2}[/tex]

Und jetzt sehe ich meinen Fehler:

[tex] \int_{r_1}^{r_2} G\frac{M}{r^2} dr\cdot t[/tex] ist nämlich nicht  [tex] g_{durchschnitt} \cdot \Delta t[/tex]

Meine Idee war doch, die Durchschnittsfallbeschleunigung auszurechnen, ich denke so müsste der Term korrekt lauten(jedenfalls die Einheiten stimmen).

[tex] \int_{r_1}^{r_2}G\frac{M}{r^2}dr(r_2 - r_1)^{-1}\cdot t[/tex]

[tex] r_2 - r_1 = h[/tex]
also die Orbithöhe.

Mit deinen Term für den Gravitationsverlust bin ich nicht ganz einverstanden. Die Fallbeschleunigung hängt von der Höhe und nicht von der Zeit ab, deshalb würde ich über die Höhe integrieren.

Mit dem folgenden Term habe ich ein mathematisches Problem:

[tex]\int_{r_1}^{r_2}G\frac{M}{r^2} dt[/tex]

du müsstest dann die Integralgrenzen verändern, meinst du vllt das:

[tex] \int_{0}^{t}G\frac{M}{{r_2}^2}dt - \int_{0}^{t}G\frac{M}{{r_1}^2}dt = G \cdot M \cdot t \cdot ( \frac{1}{{r_2}^2}-\frac{1}{{r_1}^2})[/tex]

das wäre aber kleiner 0, wahrscheinlich hast du was anders gemeint, könntest du das erläutern?

Was hältst von meinem neuen Term für den Gravitationsverlust?

[tex] \int_{r_1}^{r_2}G\frac{M}{r^2}dr(h)^{-1}\cdot t[/tex]

da ist eine Durchschnittsfallbeschleunigung enthalten, die Einheiten stimmen und ich integriere über r, weil die Fallbeschleunigung von r abhängt.

Ps. Ja das mit den Winkeln ist mir auch peinlich, die Graphen von Cosinus und Sinus habe ich eigentlich immer vor meinem geistigen Auge. Nächstes mal denke ich mehr nach bevor ich schreibe^^.

Sorry,

das ist jetzt komplett falsch.

[tex] \int_{r_1}^{r_2} G\frac{M}{r^2} dr\cdot t[/tex] ist nämlich nicht  [tex] g_{durchschnitt} \cdot \Delta t[/tex]

Meine Idee war doch, die Durchschnittsfallbeschleunigung auszurechnen, ich denke so müsste der Term korrekt lauten(jedenfalls die Einheiten stimmen).

[tex] \int_{r_1}^{r_2}G\frac{M}{r^2}dr(r_2 - r_1)^{-1}\cdot t[/tex]

[tex] r_2 - r_1 = h[/tex]
also die Orbithöhe.

Eine mittlere Fallbeschleunigung über die Höhe berechnet man wie hier beim Space Elevator (die terme der Fliehkraft kann man weglassen und die passenden Radien einsetzen):
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=4649.msg131239#msg131239.

Mit [tex]r_{_2}_-r_{_1} = h[/tex] erreichst, dass du nur noch [tex]h[/tex] vom Erdmittelpunkt in deiner Rechnung entfernt bist. Außerdem integrierst du weiterhin falsch. Lass das mit dem [tex]dr\cdot t[/tex]. Es ist [tex]dt[/tex]. Mach bitte mal eine Dimensionsanalyse deines Integrals:
[tex]\int \frac{GM}{r^{_}2}dr\cdot t[/tex]


Der Gravitationsverlust hängt von der Zeit ab. Zu jedem Zeitpunkt hat man eine andere Höhe [tex]r[/tex] und einen anderen Winkel [tex]\alpha[/tex]. Um das Integral zu lösen, braucht du Zeitfunktionen für Höhe und Winkel.

Was hältst von meinem neuen Term für den Gravitationsverlust?

[tex] \int_{r_1}^{r_2}G\frac{M}{r^2}dr(h)^{-1}\cdot t[/tex]

da ist eine Durchschnittsfallbeschleunigung enthalten, die Einheiten stimmen und ich integriere über r, weil die Fallbeschleunigung von r abhängt.

Sorry, die Formel ergibt auch keinen Sinn, alleine schon wegen der falschen Mittelung. Außerdem müsste man nicht über die Höhe mitteln, sondern über Höhe und Winkel, bzw. gleich über die Zeit, da wir Funktionen [tex]r, \alpha[/tex] der Zeit betrachten.

Um es plastisch zu machen:
[tex]r(t)=R_{0}+v_{_r}t[/tex],

mit der radialen "Steiggeschwindigkeit":
[tex]v_{_r} = v\cdot cos(\alpha (t))[/tex]

und eine beliebige Funktion der Zeit:
[tex]\alpha(t) = ct[/tex]

Sorry für's mehrfache Nacheditieren der letzten Zeilen.

Ich packe den Thread gleich zum Raketenflugthread.

Entschuldige mein Fehler habe mich missverständlich ausgedrückt:

r1 ist nicht der Erdmittelpunkt, sondern die Erdorfläche also r1 = 6376km

r2 ist die Entfernung der Rakete zum Mittelpunkt. zB. r2 = 6776km(400km Orbit)

Also h = 400km.

Außerdem nehme ich den Beispiel einen senkrechten Flug an, also kommt dort erstmal kein Winkel vor.

Du stimmt mit mir doch überein, dass man den Durchschnittswert einer Funktion f(x) auf einem Intervall [a,b] berechnet indem man (F(b)-F(a))/(b-a)?

Die Fallbeschleunigung ist eine Funktion die von der Entfernung zum Erdmittelpunkt abhängt(jedenfalls ab der Erdoberfläche):

[tex] g(r) = G\frac{M}{r^2} [/tex]

Ok also:

[tex] G(r) = -G\frac{M}{r}[/tex]

[tex] g_{durchschnitt} = \frac{G(r_2) - G(r_1)}{r_2 - r_1} = \int_{r_1}^{r_2}G\frac{M}{r^2}dr \cdot h^{-1}[/tex]

Also ich wiederhole nochmal, ich rede von einem senkrechten Flug!

Dimensionsanalyse:

[tex] G(r) = [\frac{m^2}{s^2}][/tex]

[tex] h = [\frac{1}{m}][/tex]

Also:

[tex] g_{durchschnitt} = [\frac{m}{s^2}][/tex]

Soweit ist es richtig.

Mal eine kleine Beispielrechnung:(r1 = 6376km, r2 = 6776km)

[tex]g_{durchschnitt} = 9,26 \frac{m}{s^2}[/tex]

Du hast natürlich vollkommen recht, bei einem realen Flug hängt r(t) ab und somit natürlich auch g(r(t)).

Meine Rechnung ist nicht komplett falsch, sie ist richtig, aber nur auf einen senkrechten Flug eingeschränkt.

Ich habe mir jetzt deine Herleitung im Space Elevator Thread angeschaut und wir haben dasselbe stehen, abgesehen von der Zetripetalbeschleunigung die ich vernachlässigt habe:

[tex]\bar{g}= \frac{\gamma M \(\frac{1}{R_{_1}}-\frac{1}{R_{_2}}\)+\frac{1}{2}\omega^{^2}(R^{^2}_{_1}-R^{^2}_{_2})}{R_{_2}-R_{_1}} = 1,6292\frac{\mathrm{m}}{\mathrm{s^{^2}}}[/tex]

Ok, dann war das an der Stelle von mir missverstanden, bzw. aus meiner Sicht "wider die mathematische Konvention" geschrieben .

Die Mittelung muss, wenn man sie machen möchte, über die Zeit geschehen (und damit indirekt über Höhe und Winkel), aber nicht direkt und ausschließlich über die Höhe. Die Frage ist ja: wie lange welche effektive Gravitation wirkt, also wie lange ich in welcher Höhe und mit welchem Winkel fliege. Das gibt das Flugprofil vor, in dem Höhe und Winkel in Abhängigkeit von der Zeit beschrieben werden.

Wir müssen das hier aber nicht episch in die Breite ziehen, ist schon ziemlich lang geworden .

Ja okay das stimmt^^.

Wir sind einfach aus zwei verschiedenen Richtungen darangegangen.

Gruß

Tigga

Habe (mal wieder ) ne kleine Frage:

Angenommen ich möchte 50 t Nutzlast um 50 km hochheben...
(Die sinkende Gravitation mit dem Abstand vernachlässigend)

50.000kg*50.000m*9,81 Kommt ne sehr hohe Zahl in Joule raus...

Angenommen ich möchte wissen, wieviel Kerosin ich dann dazu brauche... Wie kann ich das rechnen?
(Wenn ich eine x kJ/kg - Angabe für Kerosin habe, kan ich dann damit rechnen, oder wieviel Prozent davon werden wirklich in Hubarbeit umgesetzt und nicht in Wärme?)

runner02, mit welcher Schubkraft soll man da rechnen? Man muss nicht nur die reine Hubarbeit aufbringen, sondern auch die Schubkraft, die dafür sorgt, dass man auf der bereits erreichten Höhe bleibt. Und was für Triebwerke willst du nehmen? Raketentriebwerke oder Flugzeugtriebwerke, also hast du noch zusätzlichen Treibstoff dabei (Sauerstoff) oder nicht. Den Treibstoff, den man verbraucht muss man am Anfang schließlich auch mitbeschleunigen, darum muss man das auch wissen, um die praktisch gebrauchte Energie bestimmen zu können. Willst du auf 50km Höhe nur 50t haben, oder 50t Nutzlast + Trägerleermasse?

Die Energie, die du ausgerechnet hast, ist zwar theoretisch richtig, aber für eine praktische reale Anwendung kaum zu gebrauchen. Leider (nach der letzten Physikklausur würde ich mir auch wünschen, dass das so einfach geht...)

mfg websquid

Ja, ich meine mit Raketentriebwerk...

Willst du auf 50km Höhe nur 50t haben, oder 50t Nutzlast + Trägerleermasse?

Alles inklusive (Ich glaube man nimmt üblicherweise 10% für Tanks, dh. 45 Tonnen reine Nutzlast)

mit welcher Schubkraft soll man da rechnen

Gute Frage...

sondern auch die Schubkraft, die dafür sorgt, dass man auf der bereits erreichten Höhe bleibt.

An das hatte ich gar nicht gedacht...

Wie wäre es mit 100 t Schub? realistisch für eine Standart-Rakete?

Nunja, was ist ne "Standardrakete"?
Atlas 5?
Atlas 5 hat in der kleinsten Konfiguration (ohne Booster) 3.828kN Schub beim Start.
Das sind 3.828.000N, geteilt durch 9,81 N/kg (Schwerebeschleunigung der Erde), kommt man auf ~390.214kg, also ~390t Schub. Bei nem Startgewicht von 307t liegt die Beschleunigung am Start dann bei knapp 1,3g.

Bei der Delta IV Medium (ohne alles) sinds etwa 1,2g.
Also sagen wir der Startschub einer "normale" Rakete beträgt etwa das 1,15- bis 1,4-fache ihrer Gewichtskraft.
Um noch eine Kerosinrakete zu bringen: Bei der Sojus stehen 413t Start"schub" 310t Startgewicht gegenüber, also das ~1,3-fache.
Mit Verbrauchen des Treibstoffs geht die Beschleunigung natürlich noch richtig hoch.

Technischer Post

Ich habe einen älteren Thread zur Aufstiegsbahn mit dem Thread zum Raketenflug zusammengeführt.

Angeblich hat ein "Airsimmer" aufgrund des Bleistiftvergleiches bei meinem

youtubevideo Kontakt mit Herrn Ulrich Walter aufgenommen und folgende Antwort bekommen:

Nun ja, die Kritiker haben schon recht, insofern als dass der Vergleich tatsächlich nicht ganz richtig ist. Grund: Wenn ich einen Bleistift auf meiner Fingerspitze balanciere, wirkt die unterstützende Kraft nicht genau längs der Bleistiftachse, sondern, indem der Bleistift beseite kippt, etwas schräg bzgl. des Schwerpunkes. Damit er nicht weiter umkippt, muss ich den Finger rasch wieder genau unter den Schwerpunkt bringen, damit die unterstützende Kraft wieder durch den Schwerpunkt geht. Bei einer Rakete geht der Schub bei einem angenommenen Steuerwinkel (der Winkel zwischen Schubrichtung und Bewegungsrichtung der Rakete) von 0 Grad direkt durch den Schwerpunkt (entspricht ausbalancierter Bleistift). Wenn ich gerade aus fliegen will, belasse ich den eingestellten Steuerwinkel bei 0 Grad und brauche also nicht ausbalancieren. Hier haben die Kritiker recht: Die Rakete bleibt ausbalanciert.

Wenn ich die Rakete aber in eine etwas andere Richtung fliegen lassen will (was praktisch immer der Fall ist, weil ich von der senkrechten Startrichtung in eine horizontale Umlaufbahn will) muss ich den Steuerwinkel durch anwinkeln der Antriebsachse (so genanntes Gimbaling) ungleich Null machen. Der Schub geht dann nicht mehr durch den Schwerpunkt der Rakete, was einem gekippten Bleiftstift entspricht. Den Steuerwinkel entlang der Aufstiegsbahn so regeln, dass dann genau die optimale Aufstiegsbahn entsteht ist die Kunst der Ingenieure. Das wollte ich mit dem Vergleich verdeutlichen. Der Steuerwinkel wird bei einer Rakete aber durch Steuerung eingestellt, während er sich beim kippenden Bleistift automatisch ändert (automatisch vergößert) während er kippt. Hier liegt der Unterschied im Vergleich zwischen Rakete und Bleistift.

Beste Grüße
U. Walter

Gruß, Klaus

Ares I-X hätte nur umkippen können, wenn der SRB nicht gezündet hätte und die Rakete losgelassen worden wäre. Wenn kurz nach dem Abheben was schief gegangen wäre, dann wäre sowas ähnliches passiert:
[youtube]https://www.youtube.com/watch?v=FBJ9ue6GKek&feature=related[/youtube]

"Sowas" wäre allerdings nur passiert, wenn der Selbstzerstörungmechanismus der Ares im Unglücksfall ebenfalls versagt hätte.

Bei den Aufnahmen soll es sich um den Startversuch vom 15. Februar 1996 handeln. Der US-amerikanische Satellit Intelsat 708 sollte mit einer Langen Marsch 3B gestartet werden. Durch den Kontrollverlust über die Rakete und dem folgenden Absturz starb eine unbekannte Zahl an Menschen. Der chinesischen Nachrichtenagentur Xinhua zufolge soll es sich um sechs Tote und 57 Verletze handeln.

Ob die im Film nach dem Start zu sehenden Aufnahmen tatsächlich den durch den Absturz entstandenen Schaden zeigen, ist zweifelhaft bzw. nicht überprüfbar.

Hier der englische Wikiartikel: http://en.wikipedia.org/wiki/Intelsat_708