Ракетаның гравитациялық өрісте жұмысы кезіндегі қуат жоғалтуы
Gravity loss
🚀🚀Ғрық күшінің жоғалтылуы: ракетаның жер тартылысы астындағы жұмысының төмендеуі. ⏳Тұру уақыты, бағыты маңызды. Жоғалтуды азайту үшін қысқа, қуатты итергіш қолданыңыз!
Ағылшыншамен салыстырыңыз: абзацты басыңыз — түпнұсқа терезеде ашылады. Абзац астындағы EN түймесі оны мәтін ішінде көрсетеді.
Кіріспе
Астродинамика және ракета техникасында гравитациялық жоғалту – гравитациялық өріс кезінде ракетаның жалғыз өнімділігінің төмендеуін өлшеу шарасы. Басқаша айтқанда, бұл ракетаны гравитациялық өрісте ұстап тұруға кеткен шығын. Гравитациялық жоғалтулар, итермелеу күші қолданылатын уақытқа және итермелеу күшінің бағытына байланысты. Дельта v-ның үлесі ретінде гравитациялық жоғалтуларды азайту үшін, ең жоғары итермелеу күші қысқа мерзімде қолданылуы керек, сондай-ақ жергілікті гравитациялық өрістен тікелей қашықтаудан аулақ болу қажет. Дегенмен, ұшыру және көтерілу кезеңдерінде итермелеу күші ұзақ уақыт бойы гравитацияға қарама-қарсы бағытта қолданылуы керек, сондықтан гравитациялық жоғалтулар маңызды болады. Мысалы, Жердің төменгі орбитасында 7,8 км/с жылдамдыққа жету үшін 9-10 км/с аралығында дельта v қажет. Қосымша 1,5-2 км/с дельта v гравитациялық жоғалтулар, бағыттау жоғалтулары және атмосфералық кедергі салдарынан туындайды.
In astrodynamics and rocketry, gravity loss is a measure of the loss in the net performance of a rocket while it is thrusting in a gravitational field. In other words, it is the cost of having to hold the rocket up in a gravity field. Gravity losses depend on the time over which thrust is applied as well the direction the thrust is applied in. Gravity losses as a proportion of delta v are minimised if maximum thrust is applied for a short time, and by avoiding thrusting directly away from the local gravitational field. During the launch and ascent phase, however, thrust must be applied over a long period with a major component of thrust in the opposite direction to gravity, so gravity losses become significant. For example, to reach a speed of 7.8 km/s in low Earth orbit requires a delta v of between 9 and 10 km/s. The additional 1.5 to 2 km/s delta v is due to gravity losses, steering losses and atmospheric drag.
Векторлық ескертулер
Тіреу – векторлық шама, ал тіреудің бағыты ауырлық жоғалтуларының мөлшеріне зор әсер етеді. Мысалы, m массасы бар ракетаға 3mg күші тік жоғары бағытталған жағдайда, ауырлық күші салдарынан үдеу 2g-ға дейін төмендейді. Дегенмен, дәл сол 3mg күшін мұндай бұрышпен бағыттауға болады, онда оның жоғары бағытталған компоненті 1mg-ға тең болып, ауырлық күшімен толығымен теңеседі, ал көлденең компоненті mg× = 2.8mg (Пифагор теоремасы бойынша) болып, 2.8g көлденең үдеуге қол жеткізеді. Орбиталық жылдамдыққа жақындағанда, тік тіреуді азайтуға болады, себебі центробегтік күш (Жер ортасымен айналатын координаттық жүйеде) ракетаға әсер ететін ауырлық күшінің үлкен бөлігіне қарсы әрекет етеді, соның салдарынан тіреудің көбірек бөлігін үдетуге жұмсауға болады. Сондықтан, ауырлық жоғалтуларын ракетаның бағытына қарамастан, ауырлық күшінің интегралынан центробегтік күшті алып тастау арқылы сипаттауға болады. Осы көзқарас бойынша, ғарыш кемесі орбитаға шыққанда ауырлық жоғалтулары жалғаса береді, бірақ центробегтік күш оларды толығымен теңестіреді. Ракетаның ұшырылу кезінде центробегтік күш өте аз болғандықтан, бірлік уақытқа шаққандағы ауырлық жоғалтулары ұшыру кезінде жоғары болады. Бұл жерде ауырлық жоғалтуларын азайту – ғарыш кемесін ұшырудың жалғыз мақсаты емес екенін атап өту маңызды. Керісінше, мақсат – қажетті орбита үшін қалыптасқан орын/жылдамдық комбинациясына қол жеткізу. Мысалы, үдеуді барынша арттырудың ең тиімді жолы – тікелей төмен қарай тіреу; алайда, төмен қарай тіреу орбитаға жетуді көздеген ракета үшін тиімді шешім емес.
Thrust is a vector quantity, and the direction of the thrust has a large impact on the size of gravity losses. For instance, gravity loss on a rocket of mass m would reduce a 3mg thrust directed upward to an acceleration of 2g. However, the same 3mg thrust could be directed at such an angle that it had a 1mg upward component, completely canceled by gravity, and a horizontal component of mg× = 2.8mg (by Pythagoras' theorem), achieving a 2.8g horizontal acceleration. As orbital speeds are approached, vertical thrust can be reduced as centrifugal force (in the rotating frame of reference around the center of the Earth) counteracts a large proportion of the gravitation force on the rocket, and more of the thrust can be used to accelerate. Gravity losses can therefore also be described as the integral of gravity (irrespective of the vector of the rocket) minus the centrifugal force. Using this perspective, when a spacecraft reaches orbit, the gravity losses continue but are counteracted perfectly by the centrifugal force. Since a rocket has very little centrifugal force at launch, the net gravity losses per unit time are large at liftoff. It is important to note that minimising gravity losses is not the only objective of a launching spacecraft. Rather, the objective is to achieve the position/velocity combination for the desired orbit. For instance, the way to maximize acceleration is to thrust straight downward; however, thrusting downward is clearly not a viable course of action for a rocket intending to reach orbit.