Wie wähle ich den geeigneten Schub für die orbitale Raketenstufe aus?

Ich habe an einem vorläufigen Entwurf einer Trägerrakete mit kleinem Hub gearbeitet, die in der Lage ist, einen kleinen Satelliten in LEO zu schicken. Angesichts der erforderlichen Δ v (~9 km/s für LEO) kann die Massenverteilung, einschließlich der erforderlichen Treibmittelmasse für jede Stufe und die Gesamtmenge, unter Verwendung der bekannten Methode der optimalen Raketenstufung berechnet werden . Das Verfahren sagt jedoch nicht die Größe des Triebwerks jeder Stufe aus, dh den Schub und die Brenndauer. Viele Quellen gehen einfach von einem Schub-zu-Gewicht-Verhältnis aus, das größer als 1 ist, um die Rakete gut aus der Schwerkraft zu bringen.

Meine Frage lautet daher: Wie wähle ich den geeigneten erforderlichen Schub für jede Stufe der Trägerrakete aus?

Was meiner Meinung nach zur Lösung führen könnte, betrifft das Flugbahndesign der Rakete. Beispielsweise führt bei einer Schwerkraftkurvenbahn ein höherer Schub zu einem geringeren Schwerkraftverlust, aber zu einem höheren Luftwiderstandsverlust, und das Gegenteil gilt für einen geringeren Schub. Die optimale Schubkraft ist also dort, wo der Gesamtverlust minimal ist. Darüber hinaus wird der Schub auch durch den maximalen dynamischen Druck begrenzt, den die Rakete handhaben kann, und die maximale Beschleunigung, der die Nutzlast standhalten kann. Ich bin mir nicht ganz sicher, ob die Bestimmung des optimalen Schubs durch Flugbahndesign die richtige Richtung ist, und Flugbahnoptimierung ist ein großes und komplexes Thema für sich. Plus, Δ v Der Verlust ist möglicherweise nicht der einzige Faktor für die Schuboptimierung.

Antworten (1)

Ich weiß nicht, ob es hier eine analytische Lösung gibt; Sie müssen wahrscheinlich die Startbahn iterativ simulieren, um gute Schubwerte zu finden.

Für die erste Stufe liegt der TWR der Zündung normalerweise im Bereich von 1,2 bis 1,4, obwohl es einige Ausreißer gibt - Saturn V bei etwa 1,16, STS näher bei 1,5, wenn ich mich recht erinnere.

Ich hatte zuvor gedacht, dass die beste Leistung dadurch erreicht würde, dass man so viel Treibstoff wie möglich verbraucht, dh einen sehr niedrigen TWR beim Start hat, aber das ist nicht der Fall.

Bei oberen Stufen ist es nicht ungewöhnlich, bei einem TWR von weniger als 1,0 zu zünden – die zweite Stufe von Saturn V beginnt beispielsweise bei etwa 0,8 und die dritte Stufe bei etwa 0,6. Der Stack wird bis zu einem gewissen Grad in die Horizontale gedreht, bevor die Staging-Phase eintritt, sodass ein 1,0 TWR für obere Stufen nichts Magisches an sich hat.

Gibt es eine Startbahn, die für die frühe Entwurfsphase von Trägerraketen geeignet ist? Bisher habe ich Literatur über Schwerkraftwende in der Atmosphäre und eine andere Flugbahn gesehen, wenn die Knudsen-Zahl hoch ist. Es gibt viele Trajektoriendesigntechniken, aber ihre Erforschung scheint eine entmutigende Aufgabe für die frühe Fahrzeugdesignphase zu sein. Was sollte ich außerdem beachten, wenn ich eine parametrische Studie mit Trajektoriensimulation durchführe, abgesehen von 1) dem gesamten Delta-V-Verlust, 2) dem maximalen dynamischen Druck und 3) der maximalen Beschleunigung?
Sie könnten einfach die Flugbahn einer vorhandenen Trägerrakete für eine vorläufige Studie kopieren.
@CharlesStaats Eine schnelle Simulation scheint darauf hinzudeuten, dass Sie Recht haben, obwohl (bei konstanter Gesamtstufenmasse) die Trockenmasse im minimalen TWR-Fall tatsächlich verringert wird - die Einsparungen bei der Motormasse überwiegen die Zunahme der Tankmasse. Alles was ich weiß ist falsch!
Wie wähle ich den geeigneten Schub für die orbitale Raketenstufe aus?
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