Обсуждение:Формула Циолковского

message: Среди потерь скорости не указан еще один вид потерь: потери на противодавлении
формула тяги: ~P=dm/dt*w+F_a(p_a-p_h), 
где w-скорость истечения;
~F_a-площадь на срезе сопла;
~p_a-текущее атмосферное давление; 
~p_h-давление на срезе сопла; 
Вот это ~F_a(p_a-p_h) - и есть потери на противодавлении
--87.245.168.124 21:52, 14 января 2009 (UTC)GilGelad
replies: text: Да, только это является потерей лишь в случае, когда ~p_a<p_h, а если ~p_a>p_h, «потеря» превращается в добавку. В статье для простоты полагается, что удельный импульс постоянен на активном участке полёта. Влияние атмосферного давления на величину удельного импульса лучше рассматривать в статье Удельный импульс--92.243.190.20 07:20, 4 октября 2009 (UTC)
thread_title: Untitled

message: думаю, стоит переназвать заголовок, чтобы мещерский тоже входил, и/или перенаправление с мещерского сюда сделать  81.200.20.167 19:17, 22 июня 2008 (UTC)
replies: text: Формула Циолковского - всемирно известное соотношение (см. ссылки на статьи на других языках), поэтому «переназывать» его недопустимо. Что касается И.В. Мещерского, то в Википедии отсутствует статья о нём. Возьмитесь, сделайте вклад. юк 05:59, 24 июня 2008 (UTC)
thread_title:  название и перенаправление 

message: суждение о том, что  при расчёте характеристической скорости каждой ступени к её начальной и конечной массе добавляется суммарная начальная масса всех последующих ступеней не совсем корректно, здесь под ступенью имеется в виду ракетный блок, то есть, грубо говоря, баки и двигательная установка, в действительности же под ступенью понимается ракетный блок  и полезная нагрузка, которая состоит из всего того,что стоит выше рассматриваемой ступени, то есть масса последующих "ступеней"(а в действительности ракетных блоков), равно как и масса полезной нагрузки выводимой на орбиту, входит в массу рассматриваемой ступени.
Автор сообщения:  46.73.148.174 01:41, 5 января 2011 (UTC)
replies: text: ::Стоит ли считать ступенью ракетный блок, или разделять эти понятия - спор о названиях (бссмысленный, поскольку смысловое содержание не меняется). На практике же удобнее под словом ступень подразумевать часть ракеты, не являющуюся составной частью других ступеней (т.е. блок в Вашем понимании). Иначе нужно считать, что первая ступень - это вся ракета с полезным грузом, а тогда, например, отделение 1ой ступени — это отделение чего от чего? Всей ракеты от ракеты? Или всей ракеты от её части, называемой 2й ступенью?  А для отделения всех последующих ступеней, лучше сформулируйте тот же вопрос Вы сами. Я боюсь запутаться. 92.36.93.166 18:59, 19 августа 2011 (UTC)
thread_title:  С [[ВП:СО]] 

message: Фраза «Гравитационные потери возникают из-за того, что ракета, стартуя вертикально, не только разгоняется, но и набирает высоту, преодолевая тяготение Земли, и на это также расходуется топливо.» перегружена не относящимися к делу частностями:
* «стартуя вертикально»: а если не вертикально? Кстати, вскоре после старта ракета разворачивается «по ходу вращения Земли», чтоб использовать скорость вращения как добавку к своей скорости.
replies: text: ::1)если не вертикально... Там приведена формула, справедливая и для невертикального, например, наклонного старта. Словесное же объяснение природы грвитационных потерь считаю уместным для тех, кто не силён в интегральном исчислении, но хочет понять эту природу, не проходя вузовский курс матанализа.
replies: text: ::2) Кстати, вскоре после старта... А вот это, действительно, не имеет отношения к гравитационным потерям. Кстати, это не всегда и верно. Например, баллистические ракеты всегда разворачиваются в сторону цели, а не по ходу вращения Земли.
* «но и набирает высоту»: а если б не набирала? Потери от этого не зависят.
предлагаю вариант
«Гравитационные потери возникают из-за того, что ракета разгоняется, преодолевая тяготение Земли, и на это также расходуется топливо.»
replies: text: ::3)а если бы не набирала? А вот тогда гравитационных потерь не было бы (см. формулу) И предлагаемая Вами формулировка неудовлетворительна: гравитационные потери возникают НЕ потому, что ракета разгоняется, а ТОЛЬКО потому, что преодолевает тяготение Земли. 92.36.93.166 19:33, 19 августа 2011 (UTC)
 ·1e0nid· 10:48, 8 февраля 2011 (UTC)
А если так: "Гравитационные потери возникают, если ракета не только разгоняется, но и набирает высоту, преодолевая, тем самым, тяготение Земли, и на это также расходуется топливо."
37.190.63.23 10:44, 12 апреля 2013 (UTC)MichaelMM
thread_title:  «За деревьями леса не видно» 

message: 49 м/с аэродинамических потерь для Сатурн V выглядят абсолютно не реалистично. :en:Delta-v budget говорит следующее: «typically 1.5–2 km/s for atmospheric drag and gravity drag». Считаю нужным перепроверить эти данные. Ссылка на источник битая.
 85.89.97.66 15:21, 6 июля 2013 (UTC)
replies: text: ::typically 1.5–2 km/s for atmospheric drag and gravity drag означает: «обычно 1.5 - 2 км/с для аэродинамического и гравитационного сопротивления» т.е. совмещены две статьи потерь. В таблице, приведённой в статье сумма гравитационных и ародинамических потерь оставляет 1.7 км/с, что укладывается в диапазон 1.5-2. 213.87.128.38 09:14, 1 сентября 2013 (UTC) 213.87.129.230 19:39, 28 августа 2013 (UTC)
Интегрирование уравнение Мещерского по времени не дает уравнение Циолковского.
У Мещерского M_1(t) величина переменная по времени.
У Циолковского M_1 величина постоянная. Откуда логарифм. Получаем просто соотношение начальной и конечной масс.
178.140.41.81 10:27, 27 января 2014 (UTC) М. Певунов
thread_title:  Таблица 1 

message: Предыдущее мое сообщение ошибочно.
В статье приводятся неверные объяснения потерь силы тяги ракетного двигателя, гравитационными и атмосферными факторами.
Атмосферное давление на старте снижает тягу двигателя на 10 тонн/метр2 площади сопла на выходе. Для двигателя Сатурн-5 диаметр сопла 3,76 м. 9,81*3,14*3,762/4 = 110 тс.
В источнике https://ru.wikipedia.org/wiki/F-1_(%F0%E0%EA%E5%F2%ED%FB%E9_%E4%E2%E8%E3%E0%F2%E5%EB%FC)
Тяга:	Вакуум: 790 тс (7,77 МН)
Ур. моря: 690 тс (6.77 МН)
Гравитационный фактор показан, как для самолета с опорой крыльями на воздух.
Для ракеты важна центробежная сила при траектории взлета по параболе.
Но это не важно, важно то, что в статье нет вывода его формулы, хотя статья называется Формула Циолковского.
  
Циолковский выводил формулу без сил гравитации и атмосферы, потому современный вывод уравнения Мещерского и формулы Циолковского следующий.
Ракетный двигатель имеет постоянную силу тяги F, постоянный удельный расход топлива в секунду q,
потому постоянную скорость массы газов u. 
Потому для ракетного двигателя на жидком топливе установлено соотношение
 F = qu 
Но ракета имеет переменную массу m(t) = m - qt 
\frac {dm(t)}{dt} = q 
q = \frac {dm}{dt}     Это выражение и войдет в уравнение Мещерского.
При переменной массе второй закон Ньютона будет такой.
 a =\frac {F}{m-qt} 
F = qU  
q = dm/dt
 dV = \frac {F}{m-qt}dt =  \frac {qu}{m-qt}dt  
 (m-qt)\frac {dV}{dt} = u\frac {dm}{dt}
Получили уравнение Мещерского
 m_t\frac {dV}{dt} = u\frac {dm}{dt}
Умножая левую и правую часть на dt, представляем это уравнение в виде.
  m_tdv = udm  
  dv = u\frac {dm}{m}  
 \vec v = \int_{m}^{m_1}\frac {dm}{m} = \vec u(Ln {m_1} - Ln {m}) = - \vec u(Ln {m} - Ln {m_1}) =  -\vec u Ln (\frac {m}{m_1})
Это и есть формула Циолковского--Михаил Певунов 00:54, 29 декабря 2014 (UTC)
thread_title:  Вывод уравнения Мещерского и формулы Циолковского 

message: А то начнут вопросы неудобные задавать.
--85.15.95.240 16:57, 25 февраля 2018 (UTC)
* А чего там неудобного? Так часто бывает, первым придумал один, а имя и слава - у другого, кто придумал снова и понял, зачем это нужно. Надо только источник толковый подобрать. --Викидим (обс.) 17:46, 25 февраля 2018 (UTC)
thread_title:  И главное — ни слова об истории 

message: Наибольшая часть потерь на управление ракеты приходится на участок полёта 2-й ступени, поскольку именно на этом участке происходит переход от вертикального полёта в горизонтальный, и вектор тяги двигателя в наибольшей степени отклоняется по направлению от вектора скорости ракеты.
Если б так - первые ступени падали бы на космодромы. А этого не происходит. Да и на любом видео ракетного старта видно, что РН почти сразу наклоняется. Так что нулевые потери на управление первой ступени "Сатурна-5" выглядят странно, если, конечно, автор реферата 1973 г. ничего не перепутал (любопытно, кстати, откуда взялись в СССР тогда такие данные - новейшего сверхтяжёлого носителя вероятного противника). Двигатели отклонялись, всё как положено. Но даже если бы управляли не отклонением, а дросселированием - строго говоря, это тоже потери относительно наибольшей возможной скорости, так что ноль и тут - тоже ошибка, неправильный подсчёт, ложная гипотеза. --Michael MM (обс.) 07:16, 18 декабря 2018 (UTC)
thread_title:  Ошибка 

message: 92.42.9.6 21:40, 13 февраля 2022 (UTC)Раздел Отличие реальной скорости ракеты от характеристической не относится к Формуле Циолковского.
Вообще никак не относится.
Это очень итересно какие там гравитационные потери у ракеты, но Википедия справочник, а не учебник по ракетостроению.
С таким же успехом можно в этой статье опубликовать описание гардероба Пугачёвой. А что? Тоже не имеет отношения к Формуле Циолковского, но тоже многим будет интересно. 92.42.9.6 21:40, 13 февраля 2022 (UTC) Игорь
thread_title:  Удаление раздела Отличие реальной скорости ракеты от характеристической