So berechnen Sie die Treibstoffmasse für den Venus Orbiter

Ich arbeite an einer hypothetischen Konstellation von Orbitern auf der Venus für ein Schulprojekt und versuche gerade herauszufinden, wie viel Treibstoff ich in der Transferphase benötige. Ich habe bereits berechnet, dass die Gesamtmasse der Raumfahrzeuge und der Trockenmasse der Transferstufe 6900 KG beträgt. Das Treibmittel, das ich verwende, ist flüssiger Wasserstoff + flüssiger Sauerstoff, und das Gesamt-d/V beträgt etwa 3,9 km/s. Ich habe die Formel für kinetische Energie verwendet, wo ich 20 Tonnen Treibmittel bekommen habe. Ich kann sagen, dass dies nicht möglich ist, und ich verstehe nicht genau, wie Isp hineinpasst und wie man es berechnet. Welchen Prozess sollte ich verwenden, um das Gewicht des Raumfahrzeugs berechnen zu können?

Was ist falsch an den Zahlen, die du hast? 6,9 Tonnen trocken, 3,9 km/s, 20 Tonnen Treibstoff. Scheint in erster Näherung vernünftig zu sein (es ist falsch, aber nicht unmöglich). Und welche Formel hast du genau verwendet?
Schlage die Raketengleichung nach. Eine einzelne kinetische Energie ist nicht der Weg, dies zu berechnen.
Ich habe die Formel Ek=1/2*m*v^2 verwendet, wobei m die Trockenmasse und v das d/V ist.
Sie haben alles, was Sie für die Raketengleichung benötigen, außer dem spezifischen Impuls. Diese Zahl charakterisiert den Motorwirkungsgrad. Ein oder zwei RL-10 sollten für Ihre Anwendung gut sein. Schlagen Sie sie nach, um ihren spezifischen Impuls herauszufinden, und wenden Sie, wie @MarkAdler vorschlägt, Ihre Zahlen auf die Raketengleichung an.

Antworten (1)

Aus Tsiolkovskys Raketengleichung ( siehe diesen Wikipedia-Artikel ) können Sie die Masse des Treibstoffs ermitteln, die während des Starts des Shuttles verbraucht wurde.

Die Gleichung wird wie folgt angegeben

Δ v = v e ln ⁡ m 0 m f

Woher Δ v ist die maximale Geschwindigkeitsänderung des Fahrzeugs (ohne Einwirkung äußerer Kräfte), m 0 ist die anfängliche Gesamtmasse einschließlich Treibmittel, m f ist die endgültige Gesamtmasse ohne Treibmittel oder auch Trockenmasse genannt, und v e ist die effektive Abgasgeschwindigkeit.

Durch Umordnen können wir die endgültige Masse des Shuttles nach dem Verbrauch des gesamten Treibstoffs herausfinden.

m f = m 0 e Δ v v e

Außerdem wissen wir, dass die Anfangsmasse abzüglich der Endmasse gleich der Masse des Brennstoffs ist. Daher setzen wir jetzt die Werte ein, die Sie uns zur Verfügung gestellt haben, um zu versuchen, die endgültige Masse zu finden.

m f = 6900 k g e 3.9 k m / s 4.44 k m / s = 6900 k g 2.40699 = 2866 k g

In diesem letzten Berechnungssatz verwende ich den effektiven Abgasgeschwindigkeitswert des Motors SSME . Vielleicht möchten Sie diese Tabelle auf einen anderen Wert für überprüfen v e .

Die Masse des benötigten Kraftstoffs ist 6900 k g − 2866 k g = 4034 k g

Bitte, wenn jemand weiß, wie man das Divisionszeichen mit dem mathematischen Code für Mf gleich setzt, können Sie meinen Beitrag gerne ändern.
Ich denke, das ist rückwärts: Die endgültige Masse sollte 6900 kg betragen. So würde ich zumindest die Frage verstehen. Dann wäre die Kraftstoffmasse ca. 6900kg * (2,4 - 1)
@DanielJour Wie er in seiner Frage feststellte, beträgt die Masse des Raumfahrzeugs und die Trockenmasse 6900 kg, was der Gesamtmasse des Raumfahrzeugs entspricht. Nach meinen Berechnungen haben wir festgestellt, dass die endgültige Masse des Raumfahrzeugs nach Verbrauch des gesamten Treibstoffs 2866 kg beträgt. Daher ist die Masse des erforderlichen Treibstoffs die Masse der Rakete vor dem Start minus der Masse der Rakete, nachdem sie ihren gesamten Treibstoff verbraucht hat, dies entspricht der Masse des erforderlichen Treibstoffs, die 4034 kg beträgt. Hoffe, das hat die Dinge geklärt.
Die Raumfahrzeuge (Plural, OP bezieht sich auf die Orbiter, nicht das Ganze) sind die Nutzlast, die von einer Transferstufe geliefert wird, deren Trockenmasse bekannt ist. Wir kennen also Nutzlastmasse und Trockenmasse. Nun stellt sich die Frage, wie viel Sprit müssen wir dazu geben?
So berechnen Sie die Treibstoffmasse für den Venus Orbiter
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