3:58, секундочку, знак минус не из-за этого там стоит. Он появляется при проецировании векторов dV и u, так как они противоположно направлены. А какой знак у dm нас не волнует, главное при интегрировании пределы правильно проставить (начальная масса mo -> конечная масса m1).
именно из-за этого, иначе бы с приращением скорости прирастала бы и масса. ну, так или иначе, способов объяснить минус довольно много, часть из них -имет физическое происхождение, часть - математическое
Земляк Ломоносова - Иван Мещерский. Одним из важных этапов в научной деятельности Мещерского стала его магистерская диссертация 1897 года «Динамика точки переменной массы».
Я тоже к таким выводам пришел... возможно для взлета соотношение чуть меньше, так как в посадочной ступени был некий запас, что бы висеть некоторое время над поверхностью и выбрать подходящее место для посадки.
@@Mikolaschcka Гравитация в обе стороны действует. Тут в другом дело - при посадке топливо тратилось неоптимально, они место выбирали, ЕМНИП, 90 секунд, после чего должны были взлетать, если так и не нашли, а при взлёте гашетку в пол и полетели. Но для оценки и такой расчёт прокатит.
Подождите, со скоростью истечения заниженные данные привели! На целую тысячу м/с больше: на кислород-керосиновом топливе скорее 3,5 км/с, а на кислород-водородном аж 4,5 км/с! Сюжет интересный, спасибо!
И так поехали:) Из карты- ∆V для посадки/взлета с поверхности Луны на низкую орбиту (100км допустим). Получим Isp - удельный импульс двигателя: 1730= х In (15/(15-8)) => x= 2.27km/s. Будем считать что Isp у посадочного и взлетного двигателя одинаковы. Тогда масса топлива во взлетной капсуле: 1.73= 2.27 In (5/(5- х)) => х= 2667kg. То есть масса топлива во взлетной модуле равна 2667кг.
Ну если масса топлива была чуть больше половины всей массы аппарата при посадке (посадочная и взлетная ступень). Учитывая, что на Луне нет атмосферы и все торможение осуществлялось за счет реактивного двигателя , то можно полагать, что взлет и посадка идентичны. Сила притяжения на луне небольшая и ей в данных прикидочных расчетах можно пренебречь. То есть получается, что соотношение масс топлива к общей массе должно быть примерно таким же...То есть масса топлива чуть больше половины массы аппарата, то есть где-то 2,7...2,8 т из 5т взлетной массы. Но в действительности, возможно чуть меньше, так как в посадочной ступени был еще некоторый запас для того что бы какое-то время висеть над поверхностью и выбрать подходящее место посадки.
Неверное объяснение многоступенчатости. Можно легко поставить мысленный эксперимент. Если мы рядом поставим две ракеты массой 10 тонн, из которых 1 тонна - это ПН, 9 - топливо, и оснастим их такими фантастическими двигателями, у которых собственная масса будет равна нулю, из которых одна ракета одноступенчатая, а другая - двухступенчатая (т.е. у неё два двигателя нулевой массы), то станет очевидно, что сброс ступени на полёт второй ракеты не повлияет вообще никак. В момент сброса не изменится ни масса ракеты (сброшенная ступень ничего не весит), ни тяга (у двигателя второй ступени она точно такая же). В рамках одной только формулы Циолковского смысла в многоступенчатости вообще нет. Смысл появляется только тогда, когда мы к удельному импульсу добавляем такой параметр двигателя как тяговооруженность (о которой в видео ни слова - почему объяснение и не является правильным). Если мы смотрим на реальную ракету, стартующую с поверхности Земли, то она должна иметь ускорение, в несколько раз превышающее ускорение свободного падения. А значит, тяга двигателя должна быть в несколько раз больше массы ракеты на старте, а значит, реальный двигатель должен быть достаточно массивным, чтобы обеспечивать такую тягу. Когда же часть топлива вырабатывается, соответственно снижается масса ракеты, снижается тяга, которая нужна, чтобы обеспечивать приемлемое ускорение. Такую тягу способен обеспечить двигатель гораздо меньшей массы, чем был нужен на старте, а большой и тяжёлый стартовый двигатель превращается в обузу, потому-то его и сбрасывают. Ну и пустые топливные баки, которые в реальности тоже ненулевую массу имеют. А если использовать формулу Циолковского саму по себе, то никакого - вообще никакого - выигрыша от многоступенчатости получить не выйдет чисто математически.
Циолковский просто повторял в своих публикациях ранее известные в физике достижения и формулы. До него уже давно знали про движение тела переменной массы.
Мне кажется, по моему скромному разумению, что u - это скорость истечения топлива в системе отсчета ракеты. (поправьте, товарищи, если ошибаюсь) Т.е. дифур m*dv = - dm*u - он в системе отсчета ракеты. И тогда.. Тогда ничего не понимаю; что, как мы интегрируем? Как мы получаем конечную скорость V ракеты в лабораторной (Земля) системе отсчета?
Простите, граждане, у меня малехо крыша двинулась, но кажется (кажется, кажется) что я когда-то нечто подобное спрашивал в другом ролике на этом канале. Ролик найти не могу. У меня есть подозрительная закладка в браузере с названием "Дифференциальные уравнения 3. Формула Циолковского", которая приводит вот куда" "Video unavailable. This video is private". Там был ваш видос? Ну, не дьяволида ли? Сразу день не задался. А ведь я еще и не пил, а уже с утра неприятности.
Т.к энергия сгорания топлива величина постоянная а энергия затраченная на торможение 15 т при приземлении пропорциональна разгону 5т при взлете. Поэтому можно составить пропорцию 15/8=5/х решив ее получаем вес топлива для подъема возвратной ступени равен 2,667 т.
Так ответ можно найти в интернете. Ведь данная информация не секрет. 2927,415 т стартовый вес ракеты. 49715кг вес полезной нагрузки, в том числе корабль 43860кг. Конечно можно было и подсчитать. 😀
Так и вижу, везде где вылазит натуральный логарифм либо синус- ссылаются на дифференциальное уравнение, но это ничего не объясняет. А вы понимаете четко, откуда берется там логарифм, и почему натуральный?
Меня всегда занимает один вопрос: После сгорания топлива температура продуктов сгорания очень велика, а ведь это энергия и мы её просто выбрасываем за борт. Нельзя ли как-то более полно использовать энергию топлива и реактивную массу отбрасывать холодную, но с большей скоростью?
Тут есть пара загвоздок. И первая из них - материалы. Чтобы наиболее полно отобрать энергию газов нужно увеличить время их контакта с поверхностью сопла. А температура газов очень высока. Отсюда следует затруднительность построения такого сопла. Если оно простое конструктивно, то расплавляется. Что убедительно доказал великий китайский мудрец Кху Ям. А если делать такое сопло охлаждаемым, то сопло становится удивительно увесистым.
0:40 Зачем вообще упоминать, что формулу он вывел заново? Как будто учёные каталогизируют свои формулы и снабжают их всеми необходимыми для поиска тегами и примерами для базового вхождения. Такого нет даже в математической физике.
@@AcTpaxaHeu , да попробуйте что-то скопировать! это не возможно если статья потерялась в прошлом, и есть не во всех библиотеках, и даже если есть, то где её искать и почему надо искать именно её?
@@AcTpaxaHeu , стимуляция мозга целевой группы людей нейромедиаторами виртуального превосходства в чём либо может быть как полезным действием , там и вредным для целевой группы. зависит от ситуации, от текущего состояния и планов.
7:40 5тонн взлётная ступень? а какая 1-ая космическая на Луне? допустим в 5 раз меньше, т.е. эээ 2 км/с с учётом кривой траектории. 2= 2.5 ln (m+M)/m ... ln х =1 при х = 2.7. значит топлива + окислителя 2/3 от 5тонн. 3 тонны короче.
2.4 вторая косм скорость луны = 3 ln (5/x) ln (5/x) = 0.69 e^0.69 = 5/x x = 5/e^0.96 x = 2.24 тонны масса топлива на взлете Вот данные всзлетного двигателя из вики для справки: Масса топлива: 2353 кг. Тяга: 15,6 кН. Топливо: Тетраоксид азота/аэрозин-50. Система наддува: 2 × 2,9 кг гелиевых бака, давление 21 МПа. Удельный импульс: 3,05 км/с (311 секунд). Тяговооруженность на взлете: 2,124.
Алексей, почему бы искусственные спутники, элементы конструкции космических станций и др. полезные грузы не выстреливать на орбиту при помощи, например, электромагнитной пушки?
Слишком большие перегрузки при разгоне, большие потери на трение о воздух, т.к. орбитальная скорость и даже выше достигается в плотных слоях, отсюда большой нагрев. Или делать длину пушки десятки километров и поднимать на километры вверх, что дорого. И в любом случае пушка не избавляет от использования реактивного двигателя. Импульсом с Земли невозможно вывести на орбиту.
Миллиард раз уже разжёвано. Чтобы объект вышел на орбиту, нужно чтобы на нужной высоте у него была орбитальная скорость (порядка 8 км/с). Если стрелять с поверхности Земли, то снаряду нужно преодолеть атмосферу, поэтому дульная скорость снаряда должна быть на порядок/порядки выше орбитальной (ибо при движении в атмосфере происходит быстрая потеря скорости). С учётом того, что аэродинамические потери растут с квадратом скорости, то это очень нерационально энергетически. Кроме того, чтобы ускорение снаряда было не чудовищно высоким, пушка должна быть длиной в километры. И наконец нет материалов, которые смогут выдержать движение в атмосфере на скоростях в 10-100 км/с
Вот потому все ракеты Королева изначально выстреливали на всех двигателях одновременно, а Глушко уже использовал не жидкостную, а твердотопливную систему, где расчет несколько более сложен, зато итоговый набор характеристик был куда лучше. А про Янгеля вообще умолчу. Его идея старта ракеты в невесомости просто бомбезная!
Не поэтому, а потому что чем быстрее улетишь, тем меньше топлива спалишь зря, противостоя гравитации. Для сферической ракеты в вакууме, для которой выводится формула Циолковского, вообще неважно, насколько аццки жгут её двигатели. Будет это монстр с тягой, как у РД-180, или фигня, которую сварочный аппарат уделает, конечный результат будет один. Ионники, которые на Земле таракана бы сдуть не смогли, в космосе успешно добавляют аппаратам многие километры в секунду.
3:46 "текущая скорость ракеты m", неужели так трудно прочитать по бумажке, чтоб не путаться студентов? Или он считает это для себя слабостью? Всегда возмущали "гениальные" профессора в университете, которые что то на доске исправляют, подрисовывают, в конспекте получалась каша. Не спорю , может он и талантливый инженер, но как учитель, как лектор ноль полный.
"ой, я ошибся. . .", "ой, опять ошибся. . .", "добавьте слева столбец в таблицу", я таких кадров за пять лет повидал, но каждая такая профессура жалуется что ЕГЭшники не знают куда Волга впадает.
ЗАКОН СОХРАНЕНИЯ ИМПУЛЬСА НЕ ПРИМЕНИМ К РЕАКТИВНОМУ ДВИЖЕНИЮ. Очевидным этот факт становиться если разбирать реактивного движения на молекулярном уровне. Давайте для простоты рассмотрим надувной шарик. По закону Паскаля, давление жидкости и газа на все стенки оказывает одинаково. Т.е. атомы воздуха в шарике ударяются об эти стенки с одинаковой частотой. И совокупная ударная нагрузка действующая на минимальную выделенную площадь стенки шарика перпендикулярна к поверхности. Когда мы отпускаем "сопло" шарика, то в этом сопле ударная нагрузка меняет совою направленность, её вектор разворачивается в направлении движения струи. И получается что по закону сохранения импульса шарик должен начать двигаться в направлении испускания воздуха. Т.е. если формально подойти к этому вопросу и посмотреть на реальные соударения, то чушь какая-то получается. Реактивное движение это процесс отталкивания чего либо выброшенными газами с наружи, а не изнутри. Тогда всё становиться логично.
ударная нагрузка это что? сила? реакция? если молекула вдруг не обнаруживает стенку шарика, и улетает, то какой импульс останется у других молекул, что пока что внутри?
Спасибо за доступное объяснение)
3:58, секундочку, знак минус не из-за этого там стоит. Он появляется при проецировании векторов dV и u, так как они противоположно направлены. А какой знак у dm нас не волнует, главное при интегрировании пределы правильно проставить (начальная масса mo -> конечная масса m1).
именно из-за этого, иначе бы с приращением скорости прирастала бы и масса. ну, так или иначе, способов объяснить минус довольно много, часть из них -имет физическое происхождение, часть - математическое
Земляк Ломоносова - Иван Мещерский. Одним из важных этапов в научной деятельности Мещерского стала его магистерская диссертация 1897 года «Динамика точки переменной массы».
Сделайте пожалуйста видео по интегрированию и дифференцированию
15/8 при посадке. Т.к. там нет атмосферы, то энергия на посадку должна быть равна энергии, необходимой для взлета: 5/2,5
Но гравитация то есть.
@@Vasya_Pupkin88 почему одинаковая и откуда взялась цифра 12?
Я тоже к таким выводам пришел... возможно для взлета соотношение чуть меньше, так как в посадочной ступени был некий запас, что бы висеть некоторое время над поверхностью и выбрать подходящее место для посадки.
@@Mikolaschcka Гравитация в обе стороны действует. Тут в другом дело - при посадке топливо тратилось неоптимально, они место выбирали, ЕМНИП, 90 секунд, после чего должны были взлетать, если так и не нашли, а при взлёте гашетку в пол и полетели. Но для оценки и такой расчёт прокатит.
Cпасибо за ролик, для первокурсников очень вовремя!
Подождите, со скоростью истечения заниженные данные привели! На целую тысячу м/с больше: на кислород-керосиновом топливе скорее 3,5 км/с, а на кислород-водородном аж 4,5 км/с! Сюжет интересный, спасибо!
В вакууме ? Эта скорость получается при каком-то стандартном сопле?
прикидка простая, 15 тонн весило всё и 8 тонн топлива чтобы это затормозить опустить, значит для пятитонной взлётной примерно 8/3 тонн, плюс минус
Спасибо большое, очень понятно объяснили сложную тему, после просмотра осознаешь как работает движение ракеты)
Если бы меня атак в школе учили, я бы может и учился.
Спасибо, очень интересно. А ролики по квантовой физике тоже будут?
И так поехали:)
Из карты- ∆V для посадки/взлета с поверхности Луны на низкую орбиту (100км допустим).
Получим Isp - удельный импульс двигателя:
1730= х In (15/(15-8)) =>
x= 2.27km/s.
Будем считать что Isp у посадочного и взлетного двигателя одинаковы. Тогда масса топлива во взлетной капсуле:
1.73= 2.27 In (5/(5- х)) =>
х= 2667kg.
То есть масса топлива во взлетной модуле равна 2667кг.
Ну если масса топлива была чуть больше половины всей массы аппарата при посадке (посадочная и взлетная ступень). Учитывая, что на Луне нет атмосферы и все торможение осуществлялось за счет реактивного двигателя , то можно полагать, что взлет и посадка идентичны. Сила притяжения на луне небольшая и ей в данных прикидочных расчетах можно пренебречь. То есть получается, что соотношение масс топлива к общей массе должно быть примерно таким же...То есть масса топлива чуть больше половины массы аппарата, то есть где-то 2,7...2,8 т из 5т взлетной массы.
Но в действительности, возможно чуть меньше, так как в посадочной ступени был еще некоторый запас для того что бы какое-то время висеть над поверхностью и выбрать подходящее место посадки.
Неверное объяснение многоступенчатости.
Можно легко поставить мысленный эксперимент. Если мы рядом поставим две ракеты массой 10 тонн, из которых 1 тонна - это ПН, 9 - топливо, и оснастим их такими фантастическими двигателями, у которых собственная масса будет равна нулю, из которых одна ракета одноступенчатая, а другая - двухступенчатая (т.е. у неё два двигателя нулевой массы), то станет очевидно, что сброс ступени на полёт второй ракеты не повлияет вообще никак. В момент сброса не изменится ни масса ракеты (сброшенная ступень ничего не весит), ни тяга (у двигателя второй ступени она точно такая же). В рамках одной только формулы Циолковского смысла в многоступенчатости вообще нет.
Смысл появляется только тогда, когда мы к удельному импульсу добавляем такой параметр двигателя как тяговооруженность (о которой в видео ни слова - почему объяснение и не является правильным). Если мы смотрим на реальную ракету, стартующую с поверхности Земли, то она должна иметь ускорение, в несколько раз превышающее ускорение свободного падения. А значит, тяга двигателя должна быть в несколько раз больше массы ракеты на старте, а значит, реальный двигатель должен быть достаточно массивным, чтобы обеспечивать такую тягу. Когда же часть топлива вырабатывается, соответственно снижается масса ракеты, снижается тяга, которая нужна, чтобы обеспечивать приемлемое ускорение. Такую тягу способен обеспечить двигатель гораздо меньшей массы, чем был нужен на старте, а большой и тяжёлый стартовый двигатель превращается в обузу, потому-то его и сбрасывают. Ну и пустые топливные баки, которые в реальности тоже ненулевую массу имеют.
А если использовать формулу Циолковского саму по себе, то никакого - вообще никакого - выигрыша от многоступенчатости получить не выйдет чисто математически.
Как возможно ускорить тело ракеты до 8 т.мсек если скорость отбрасываемых газов существенно ниже 4т.мсек?
Циолковский просто повторял в своих публикациях ранее известные в физике достижения и формулы. До него уже давно знали про движение тела переменной массы.
Ее выводили и раньше ... Но формула циолковского )))
Мне кажется, по моему скромному разумению, что u - это скорость истечения топлива в системе отсчета ракеты. (поправьте, товарищи, если ошибаюсь) Т.е. дифур m*dv = - dm*u - он в системе отсчета ракеты. И тогда.. Тогда ничего не понимаю; что, как мы интегрируем? Как мы получаем конечную скорость V ракеты в лабораторной (Земля) системе отсчета?
Простите, граждане, у меня малехо крыша двинулась, но кажется (кажется, кажется) что я когда-то нечто подобное спрашивал в другом ролике на этом канале. Ролик найти не могу. У меня есть подозрительная закладка в браузере с названием "Дифференциальные уравнения 3. Формула Циолковского", которая приводит вот куда" "Video unavailable. This video is private". Там был ваш видос? Ну, не дьяволида ли? Сразу день не задался. А ведь я еще и не пил, а уже с утра неприятности.
Вот тут заприватили черти. watch?v=RM5h3F-4u2s&lc=Ugw5PLgiZGurp2zxjh54AaABAg
Спс
3:49 небольшая ошибка " Текущая скорость ракеты равна m" вместо скорость нужно сказать масса
Т.к энергия сгорания топлива величина постоянная а энергия затраченная на торможение 15 т при приземлении пропорциональна разгону 5т при взлете. Поэтому можно составить пропорцию 15/8=5/х решив ее получаем вес топлива для подъема возвратной ступени равен 2,667 т.
Поправь коментарий: тон, а не кг )
@@Oleksandr-Polishchuk точно спасибо за подсказку .
Так ответ можно найти в интернете. Ведь данная информация не секрет. 2927,415 т стартовый вес ракеты. 49715кг вес полезной нагрузки, в том числе корабль 43860кг. Конечно можно было и подсчитать. 😀
Так просили ведь не подглядывать. Или хотя бы не палиться 🤣
@@МихаилПартизанов А куда надо было? 😀
@@МихаилПартизанов Ну да. А мне чего-то подумалось про стартовую массу всей ракеты. 😀 😀 😀.
Так и вижу, везде где вылазит натуральный логарифм либо синус- ссылаются на дифференциальное уравнение, но это ничего не объясняет. А вы понимаете четко, откуда берется там логарифм, и почему натуральный?
3:00 почему не преодолевает ? это зависит от значения u.
Меня всегда занимает один вопрос: После сгорания топлива температура продуктов сгорания очень велика, а ведь это энергия и мы её просто выбрасываем за борт. Нельзя ли как-то более полно использовать энергию топлива и реактивную массу отбрасывать холодную, но с большей скоростью?
Существует максимально достижимая скорость для конкретного газа.
Тут есть пара загвоздок. И первая из них - материалы.
Чтобы наиболее полно отобрать энергию газов нужно увеличить время их контакта с поверхностью сопла. А температура газов очень высока. Отсюда следует затруднительность построения такого сопла. Если оно простое конструктивно, то расплавляется. Что убедительно доказал великий китайский мудрец Кху Ям.
А если делать такое сопло охлаждаемым, то сопло становится удивительно увесистым.
Ну и опять же, газ на выходе должен иметь определённые характеристики, сильно зависящие от температуры.
Температура и скорость движения молекул газа связаны, финк эбаут ит)
Cmax.= (2(kRT)/(k-1))^0.5
Вот полный разбор этой проблемы в популярной (песенной) форме: ua-cam.com/video/UinFCAfz2M0/v-deo.html
2,66 но это по вашим расчетам но там много переменных и все может не так
0:40 Зачем вообще упоминать, что формулу он вывел заново? Как будто учёные каталогизируют свои формулы и снабжают их всеми необходимыми для поиска тегами и примерами для базового вхождения. Такого нет даже в математической физике.
@@AcTpaxaHeu , да попробуйте что-то скопировать! это не возможно если статья потерялась в прошлом, и есть не во всех библиотеках, и даже если есть, то где её искать и почему надо искать именно её?
@@AcTpaxaHeu , стимуляция мозга целевой группы людей нейромедиаторами виртуального превосходства в чём либо может быть как полезным действием , там и вредным для целевой группы. зависит от ситуации, от текущего состояния и планов.
Зачем сжигать топливо
Чтобы увеличить скорость истечения газов
Чтобы нагреть газ. Можно конечно нагреть ядерным реактором, но это опасно )
@@RobotN001 получается физика это все сложные предметы вместе взятые ?
@@sciph7316 , нет конечно. Везде думать по началу сложно из-за физиологии человека. А потом норм.
@@RobotN001 ну если потом норм то ладно
7:40 5тонн взлётная ступень? а какая 1-ая космическая на Луне? допустим в 5 раз меньше, т.е. эээ 2 км/с с учётом кривой траектории. 2= 2.5 ln (m+M)/m ... ln х =1 при х = 2.7. значит топлива + окислителя 2/3 от 5тонн. 3 тонны короче.
2.4 вторая косм скорость луны = 3 ln (5/x)
ln (5/x) = 0.69
e^0.69 = 5/x
x = 5/e^0.96
x = 2.24 тонны масса топлива на взлете
Вот данные всзлетного двигателя из вики для справки:
Масса топлива: 2353 кг.
Тяга: 15,6 кН.
Топливо: Тетраоксид азота/аэрозин-50.
Система наддува: 2 × 2,9 кг гелиевых бака, давление 21 МПа.
Удельный импульс: 3,05 км/с (311 секунд).
Тяговооруженность на взлете: 2,124.
Алексей, почему бы искусственные спутники, элементы конструкции космических станций и др. полезные грузы не выстреливать на орбиту при помощи, например, электромагнитной пушки?
Слишком большие перегрузки при разгоне, большие потери на трение о воздух, т.к. орбитальная скорость и даже выше достигается в плотных слоях, отсюда большой нагрев. Или делать длину пушки десятки километров и поднимать на километры вверх, что дорого. И в любом случае пушка не избавляет от использования реактивного двигателя. Импульсом с Земли невозможно вывести на орбиту.
С Луны - вполне. Только зачем это людям?
Миллиард раз уже разжёвано. Чтобы объект вышел на орбиту, нужно чтобы на нужной высоте у него была орбитальная скорость (порядка 8 км/с). Если стрелять с поверхности Земли, то снаряду нужно преодолеть атмосферу, поэтому дульная скорость снаряда должна быть на порядок/порядки выше орбитальной (ибо при движении в атмосфере происходит быстрая потеря скорости). С учётом того, что аэродинамические потери растут с квадратом скорости, то это очень нерационально энергетически. Кроме того, чтобы ускорение снаряда было не чудовищно высоким, пушка должна быть длиной в километры. И наконец нет материалов, которые смогут выдержать движение в атмосфере на скоростях в 10-100 км/с
Вот потому все ракеты Королева изначально выстреливали на всех двигателях одновременно, а Глушко уже использовал не жидкостную, а твердотопливную систему, где расчет несколько более сложен, зато итоговый набор характеристик был куда лучше. А про Янгеля вообще умолчу. Его идея старта ракеты в невесомости просто бомбезная!
Не поэтому, а потому что чем быстрее улетишь, тем меньше топлива спалишь зря, противостоя гравитации. Для сферической ракеты в вакууме, для которой выводится формула Циолковского, вообще неважно, насколько аццки жгут её двигатели. Будет это монстр с тягой, как у РД-180, или фигня, которую сварочный аппарат уделает, конечный результат будет один. Ионники, которые на Земле таракана бы сдуть не смогли, в космосе успешно добавляют аппаратам многие километры в секунду.
Какую-какую систему использовал Глушко?
Мне вот даже интересно, чем это рдтт лучше жрд?
4 тонны горючего и 1 т конструкция
На Луне сила притяжения ниже и первая космическая скорость тоже ниже
Ну и не помню, но там вроде не использовали керосин
Очевидно, что там был гидразин, но для задачи это неважно.
Не совсем 4% масса полезной нагрузки.
Масса пн+ масса последней ступени.
Не понял, это как? Вывели формулу до целковского, а назвали в его честь?
Да. Такое есть и с другими формулами и открытиями
Число Авогадро тоже не Авогадро посчитал.
Письмо Татьяны к Онегину тоже не Татьяна написала
Да нет, Цеолковский ещё в каменном веке её вывел, а Циолковский в 20 веке повторил.
5:00 если орбита довольно низкая, то да -- 8 км/с почти. а если орбита высокая ? там нужная скорость меньше ))
но чтобы достичь высокой орбиты- нужно потратить больше топлива, чем для низкой
@@DenDG , это общее правило?
@@RobotN001 ну как бы да
Ln(15/(15-8)) = ln(5/(5-x)) ==> x ~= 2,7
3:46 "текущая скорость ракеты m", неужели так трудно прочитать по бумажке, чтоб не путаться студентов? Или он считает это для себя слабостью? Всегда возмущали "гениальные" профессора в университете, которые что то на доске исправляют, подрисовывают, в конспекте получалась каша. Не спорю , может он и талантливый инженер, но как учитель, как лектор ноль полный.
Да ладно тебе... Все поняли, что он оговорился, модель то ведь не сложная
@@ВикторМарт-с9ч , мы не знаем поймут ли те, кто не знают.
"ой, я ошибся. . .", "ой, опять ошибся. . .", "добавьте слева столбец в таблицу", я таких кадров за пять лет повидал, но каждая такая профессура жалуется что ЕГЭшники не знают куда Волга впадает.
Ну ты готовься, гений, блин.
Предположу: 3 тонны горючего
ЗАКОН СОХРАНЕНИЯ ИМПУЛЬСА НЕ ПРИМЕНИМ К РЕАКТИВНОМУ ДВИЖЕНИЮ. Очевидным этот факт становиться если разбирать реактивного движения на молекулярном уровне. Давайте для простоты рассмотрим надувной шарик. По закону Паскаля, давление жидкости и газа на все стенки оказывает одинаково. Т.е. атомы воздуха в шарике ударяются об эти стенки с одинаковой частотой. И совокупная ударная нагрузка действующая на минимальную выделенную площадь стенки шарика перпендикулярна к поверхности. Когда мы отпускаем "сопло" шарика, то в этом сопле ударная нагрузка меняет совою направленность, её вектор разворачивается в направлении движения струи. И получается что по закону сохранения импульса шарик должен начать двигаться в направлении испускания воздуха. Т.е. если формально подойти к этому вопросу и посмотреть на реальные соударения, то чушь какая-то получается. Реактивное движение это процесс отталкивания чего либо выброшенными газами с наружи, а не изнутри. Тогда всё становиться логично.
ударная нагрузка это что? сила? реакция? если молекула вдруг не обнаруживает стенку шарика, и улетает, то какой импульс останется у других молекул, что пока что внутри?
привет привет
3 тонны горючего что-ли?