Характеристика двигателей в ksp - Автомобильный журнал
Arskama.ru

Автомобильный журнал
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Характеристика двигателей в ksp

Удельный импульс

Уде́льный и́мпульс, удельный импульс тяги [1] — показатель эффективности реактивного двигателя или ракетного топлива (топливной пары, рабочего тела). Иногда для реактивных двигателей используется синоним «удельная тяга» (термин имеет и другие значения), при этом удельная тяга применяется обычно во внутренней баллистике, в то время как удельный импульс — во внешней баллистике. Размерность удельного импульса, если известна масса (в кг), есть размерность скорости, в системе единиц СИ это метр в секунду. Если же вместо массы известен вес (в ньютонах) то размерностью удельного импульса является секунда. Удельный импульс топлива, выраженный в секундах, имеет физический смысл максимального времени, в течение которого данное топливо в невесомости может придавать постоянное ускорение в 1 «g» постоянной массе, равной начальной массе топлива, в предположении идеального теоретически возможного двигателя.

Содержание

  • 1 Определения
  • 2 Сравнение эффективности разных типов двигателей
  • 3 См. также
  • 4 Примечания
  • 5 Ссылки

Определения [ править | править код ]

Уде́льный и́мпульс — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу топлива (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом топлива). Чем больше удельный импульс, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Теоретически удельный импульс равен скорости истечения продуктов сгорания, фактически может от неё отличаться. Поэтому удельный импульс называют также эффективной (или эквивалентной) скоростью истечения продуктов сгорания.

Уде́льная тя́га — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемой им тяги к массовому расходу топлива. Измеряется в метрах в секунду (м/с = Н·с/кг = кгс·с/т.е.м.) и означает, в данной размерности, сколько секунд данный двигатель сможет создавать тягу в 1 Н, истратив при этом 1 кг топлива (или тягу в 1 кгс, истратив при этом 1 т.е.м. топлива). При другом толковании удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс) — это значение можно рассматривать как время, в течение которого двигатель может развивать тягу в 1 кгc, используя массу топлива в 1 кг (то есть весом 1 кгс). Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (принимаемое равным 9,80665 м/с² [2] ) [комм. 1] .

Формула приближённого расчёта удельного импульса (эффективной скорости истечения) для реактивных двигателей на химическом топливе выглядит так:

I y = 16 641 ⋅ T k u M ⋅ ( 1 − p a p k M ) , =>>>cdot left(1->>>>Mright)>>,>

где Tk — температура газа в камере сгорания (разложения); pk — давление газа в камере сгорания; pa — давление газа на выходе из сопла; М — молекулярная масса газа в камере сгорания (средняя молекулярная масса всех газообразных продуктов сгорания, с учётом концентрации каждого с размерностью гр/моль); u — коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u ≈ 15 ). Как видно из формулы в первом приближении, чем выше температура газа, чем меньше его молекулярная масса истекающих газов, чем выше давление в камере сгорания и чем ниже давление в окружающем пространстве, тем выше удельный импульс [3] . Текущую формулу можно брать за основу для расчёта импульса с фиксированной степенью расширения сопла при разных давлениях окружающей среды, то есть для атмосферных двигателей. В случае вакуумных двигателей применяется большая степень расширения сопла, которая позволяет получать увеличение эффективности на 10-20% при тех же внутренних параметрах и давлении на срезе сопла до 10-100 Па. Размерность в вышеприведённой формуле в скобках при отношении давлений не соответствует.

Удельный импульс двигателя имеет разные значения в вакууме и в среде (в частности, в воздухе). Он всегда меньше в среде, чем в пустоте. Удельный импульс равен [4] :

I sp = F thrust m ˙ ⋅ g 0 >=>><>cdot g_<0>>>>

  • F — тяга двигателя (в килограмм-силы);
  • g o >— ускорение свободного падения на уровне моря,
  • m ˙ = d m / d t >=dm/dt>— массовый расход топлива,

Если сила выражена в килограмм-силы то формула принимает вид [2] :

I y ( p ) = F m ˙ = v eff = v a + ( p a − p ) S / m ˙ , (p)=>>=v_>=v_+(p_-p)S/>,>

  • v eff >>— эффективная скорость истечения,
  • v a — действительная скорость истечения на выходном сечении сопла,
  • p a — давление на выходном сечении сопла,
  • p — давление невозмущенной окружающей среды,
  • S — площадь выходного сечения сопла [2] .

Иногда рассматривают также объёмный удельный импульс I y V = F / V ˙ , =F/>,> определяемый не по массовому, а по объёмному расходу топлива V ˙ = d V / d t . >=dV/dt.> Очевидно, что объёмный удельный импульс связан с массовым удельным импульсом следующим соотношением:

I y V = I y ρ , =I_rho ,>

где ρ — плотность топлива [2] .

Сравнение эффективности разных типов двигателей [ править | править код ]

Удельный импульс является важным параметром двигателя, характеризующим его эффективность. Эта величина не связана напрямую с энергетической эффективностью топлива и тягой двигателя, например, ионные двигатели имеют очень небольшую тягу, но благодаря высокому удельному импульсу находят применение в качестве маневровых двигателей в космической технике.

Для воздушно-реактивных двигателей (ВРД) величина удельного импульса на порядок выше, чем у химических ракетных двигателей за счёт того, что окислитель и рабочее тело поступают из окружающей среды и их расход не учитывается в формуле расчёта импульса, в которой фигурирует только массовый расход горючего. Однако использование окружающей среды при больших скоростях движения вызывает вырождение ВРД — их удельный импульс падает с ростом скорости. Приведённое в таблице значение соответствует дозвуковым скоростям.

Приведённое значение удельного импульса для жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) соответствует показателям эффективности современных кислородно-водородных ЖРД в вакууме. Наибольшее значение, когда-либо продемонстрированное на практике, было получено с использованием трёхкомпонентной схемы литий/водород/фтор и составляет 542 секунды (5320 м/с), но ей не было найдено практического применения по причине технологических трудностей [5] [6] .

Характерный удельный импульс для разных типов двигателей

ДвигательУдельный импульсУдельная тяга
м/сс
Газотурбинный реактивный двигатель30 000 (окислитель берётся из окружающей среды) [ источник не указан 1434 дня ]3 000 [ источник не указан 1434 дня ]
Твердотопливный ракетный двигатель2650270
Жидкостный ракетный двигатель4600470
Электрический ракетный двигатель10 000—100 000 [7]1000—10 000
Ионный двигатель30 0003000
Плазменный двигатель290 000 [ источник не указан 1434 дня ]30 000 [ источник не указан 1434 дня ]

См. также [ править | править код ]

  • Формула Циолковского
  • Значения удельного импульса при применении гидразина

Примечания [ править | править код ]

  1. ↑ На языке формул это можно записать следующим образом. Тягу двигателя F можно выразить так: F = v eff ⋅ m ˙ , >cdot >,>, где v eff >>— эффективная скорость истечения реактивной струи (м/с), m ˙ = d m / d t >=dm/dt>— скорость расхода массы топлива (кг/с). Таким образом, удельная тяга, как отношение тяги двигателя к массовому расходу топлива определяется как I m = F m ˙ = v eff =>>=v_>>и измеряется в м/c. Если брать отношение тяги к весовому расходу топлива, то I g = F g m ˙ = v eff g =>>>=>>>>, где g — ускорение свободного падения. Величина g m ˙ >>измеряется в величинах 9,81 кг·м/(с·с²) = кгс/с. Таким образом, если тяга выражена в килограмм-силах, удельная тяга получается в секундах.

I y = 16 641 ⋅ T k u M ⋅ ( 1 − p a p k M ) , =>>>cdot left(1->>>>Mright)>>,>

где: M — средняя молекулярная масса продуктов сгорания выраженная в гр/моль, такая формула не может быть верной.

Пионер КСП-500 МАСТЕР

  • Описание / характеристики
  • Гарантия и качество
  • Доставка

Для подъема и спуска различных грузов при выполнении строительных или ремонтных работ удобно использовать разборной кран Пионер КСП-500 МАСТЕР. Он может быть установлен на стройплощадке, в любом ровном месте, а также на перекрытиях строящихся зданий. Работа с грузами осуществляется в вертикальной плоскости, при этом возможно горизонтальное перемещение по окружности. Радиус действия в этом случае будет ограничен длиной стрелы.

Особенности модели:
  • Простая конструкция, которую можно быстро собрать на месте.
  • Выдерживает значительные нагрузки.
  • Высокая скорость подъема и спуска.
  • Сохраняет работоспособность в широком диапазоне температуры.
  • Устойчивость к коррозии при сильных перепадах влажности.
  • Удобное управление выносным кнопочным пультом.
Продуманная конструкция

Кран Пионер КСП-500 МАСТЕР изготовлен на рамном основании с крестовиной, на которой закреплена поворотная стрела с электрическим подъемником и контргрузами. Подъем осуществляется за счет встроенного тельфера с барабаном для намотки троса. Тельфер собран на базе трехфазного электродвигателя, вращение которого передается на барабан через металлический шестеренный редуктор. Поворот стрелы осуществляется вручную.

Рекомендации по применению:
  • Выдерживаемый диапазон температуры -40/+40°С.
  • Допустимая влажность – не более 80%.
  • Максимальная скорость ветра – 12 м/с.
  • Уклон площадки – не более 3°.

Технические характеристики продукции
Артикул28673
БрендDr.Weis
Стреларазборная аналогов 19 шт.
Высота подъёма при уст. на перекрытии, м100
Грузоподъёмность, кг500
Масса крана, кг940 аналогов 1 шт.
Габаритные размеры, ДхШхВ, м3.94 х 1.91 х 4.85
Контргрузы, наличие / масса, кгда / 560 аналогов 1 шт.
Механизм поворота стрелыручной аналогов 13 шт.
Наличие колёснет аналогов 3 шт.
Напряжение, В380 аналогов 13 шт.

Гарантия:

Завод-изготовитель гарантирует исправную работу оборудования в течении срока указанного в паспорте на изделие, при условии соблюдения потребителем правил эксплуатации и технического обслуживания.

Качество:

Завод-изготовитель гарантирует соответствие оборудования техническим требованиям изложенным в технических условиях или национальном стандарте. Ознакомиться с национальными стандартами на предлагаемую продукцию можно в разделе инжиниринг госты.

Ядерные ракетные двигатели и ядерные ракетные электродвигательные установки

Часто в общеобразовательных публикациях о космонавтике не различают разницу между ядерным ракетным двигателем (ЯРД) и ядерной ракетной электродвигательной установкой (ЯЭДУ). Однако под этими аббревиатурами скрывается не только разница в принципах преобразования ядерной энергии в силу тяги ракеты, но и весьма драматичная история развития космонавтики.

Драматизм истории состоит в том, что если бы остановленные главным образом по экономическим причинам исследования ЯДУ и ЯЭДУ как в СССР, так и в США продолжились, то полёты человека на марс давно бы уже стали обыденным делом.

Всё начиналось с атмосферных летательных аппаратов с прямоточным ядерным двигателем

Конструкторы в США и СССР рассматривали «дышащие» ядерные установки, способные втягивать забортный воздух и разогревать его до колоссальных температур. Вероятно, этот принцип образования тяги был заимствован от прямоточных воздушно-реактивных двигателей, только вместо ракетного топлива использовалась энергия деления атомных ядер диоксида урана 235.

В США такой двигатель разрабатывался в рамках проекта Pluto[1]. Американцы сумели создать два прототипа нового двигателя — Tory-IIA и Tory-IIC, на которых даже производились включения реакторов. Мощность установки должна была составить 600 мегаватт.

Двигатели, разработанные в рамках проекта Pluto, планировалось устанавливать на крылатые ракеты, которые в 1950-х годах создавались под обозначением SLAM (Supersonic Low Altitude Missile, сверхзвуковая маловысотная ракета).

В США планировали построить ракету длинной 26,8 метра, диаметром три метра, и массой в 28 тонн. В корпусе ракеты должен был располагаться ядерный боезаряд, а также ядерная двигательная установка, имеющая длину 1,6 метра и диаметр 1,5 метра. На фоне других размеров установка выглядела весьма компактной, что и объясняет её прямоточный принцип работы.

Разработчики полагали, что, благодаря ядерному двигателю, дальность полета ракеты SLAM составит, по меньшей мере, 182 тысячи километров.

В 1964 году министерство обороны США проект закрыло. Официальной причиной послужило то, что в полете крылатая ракета с ядерным двигателем слишком сильно загрязняет все вокруг. Но на самом деле причина состояла в значительных затратах на обслуживание таких ракет, тем более к тому времени бурно развивалось ракетостроение на основе жидкостных реактивных ракетных двигателей, обслуживание которых было значительно дешевле.

СССР оставалась верной идеи создания ЯРД прямоточной конструкции значительно дольше, чем США, закрыв проект только в 1985 году [2]. Но и результаты получились значительно весомее. Так, первый и единственный советский ядерный ракетный двигатель был разработан в конструкторском бюро «Химавтоматика», Воронеж. Это РД-0410 (Индекс ГРАУ — 11Б91, известен также как «Ирбит» и «ИР-100»).

В РД-0410 был применён гетерогенный реактор на тепловых нейтронах, замедлителем служил гидрид циркония, отражатели нейтронов — из бериллия, ядерное топливо — материал на основе карбидов урана и вольфрама, с обогащением по изотопу 235 около 80 %.

Конструкция включала в себя 37 тепловыделяющих сборок, покрытых теплоизоляцией, отделявшей их от замедлителя. Проектом предусматривалось, что поток водорода вначале проходил через отражатель и замедлитель, поддерживая их температуру на уровне комнатной, а затем поступал в активную зону, где охлаждал тепловыделяющие сборки, нагреваясь при этом до 3100 К. На стенде отражатель и замедлитель охлаждались отдельным потоком водорода.

Реактор прошёл значительную серию испытаний, но ни разу не испытывался на полную длительность работы. Однако, вне реакторные узлы были отработаны полностью.

Технические характеристики РД 0410

Тяга в пустоте: 3,59 тс (35,2 кН)
Тепловая мощность реактора: 196 МВт
Удельный импульс тяги в пустоте: 910 кгс·с/кг (8927 м/с)
Число включений: 10
Ресурс работы: 1 час
Компоненты топлива: рабочее тело — жидкий водород, вспомогательное вещество — гептан
Масса с радиационной защитой: 2 тонны
Габариты двигателя: высота 3,5 м, диаметр 1,6 м.

Относительно небольшие габаритные размеры и вес, высокая температура ядерного топлива (3100 K) при эффективной системе охлаждения потоком водорода свидетельствует от том, что РД0410 является почти идеальным прототипом ЯРД для современных крылатых ракет. А, учитывая современные технологии получения самоостанавливающегося ядерного топлива, увеличение ресурса с часа до нескольких часов является вполне реальной задачей.

Конструкции ядерных ракетных двигателей

Ядерный ракетный двигатель (ЯРД) — реактивный двигатель, в котором энергия, возникающая при ядерной реакции распада или синтеза, нагревает рабочее тело (чаще всего, водород или аммиак)[3].

Существует три типа ЯРД по виду топлива для реактора:

  • твердофазный;
  • жидкофазный;
  • газофазный.

Наиболее законченным является твердофазный вариант двигателя. На рисунке изображена схема простейшего ЯРД с реактором на твердом ядерном горючем. Рабочее тело располагается во внешнем баке. С помощью насоса оно подается в камеру двигателя. В камере рабочее тело распыляется с помощью форсунок и вступает в контакт с тепловыделяющим ядерным топливом. Нагреваясь, оно расширяется и с огромной скоростью вылетает из камеры через сопло.

В газофазных ЯРД топливо (например, уран) и рабочее тело находится в газообразном состоянии (в виде плазмы) и удерживается в рабочей зоне электромагнитным полем. Нагретая до десятков тысяч градусов урановая плазма передает тепло рабочему телу (например, водороду), которое, в свою очередь, будучи нагретым до высоких температур и образует реактивную струю.

По типу ядерной реакции различают радиоизотопный ракетный двигатель, термоядерный ракетный двигатель и собственно ядерный двигатель (используется энергия деления ядер).

Интересным вариантом также является импульсный ЯРД — в качестве источника энергии (горючего) предлагается использовать ядерный заряд. Такие установки могут быть внутреннего и внешнего типов.

Основными преимуществами ЯРД являются:

  • высокий удельный импульс;
  • значительный энергозапас;
  • компактность двигательной установки;
  • возможность получения очень большой тяги — десятки, сотни и тысячи тонн в вакууме.

Основным недостатком является высокая радиационная опасность двигательной установки:

  • потоки проникающей радиации (гамма-излучение, нейтроны) при ядерных реакциях;
  • вынос высокорадиоактивных соединений урана и его сплавов;
  • истечение радиоактивных газов с рабочим телом.

Ядерная энергодвигательная установка

Учитывая, что какую-либо достоверную информацию о ЯЭДУ по публикациям, в том числе и из научных статей, получить невозможно, принцип работы таких установок лучше всего рассматривать на примерах открытых патентных материалов, хотя и содержащих ноу-хау.

Так, например, выдающимся российским учёным Коротеевым Анатолием Сазоновичем, автором изобретения по патенту [4], приведено техническое решение по составу оборудования для современной ЯРДУ. Далее привожу часть указанного патентного документа дословно и без комментариев.

Сущность предлагаемого технического решения поясняется схемой, представленной на чертеже. ЯЭДУ, функционирующая в двигательно-энергетическом режиме, содержит электроракетную двигательную установку (ЭРДУ) (на схеме для примера представлено два электроракетных двигателя 1 и 2 с соответствующими системами подачи 3 и 4), реакторную установку 5, турбину 6, компрессор 7, генератор 8, теплообменник-рекуператор 9, вихревую трубку Ранка-Хильша 10, холодильник-излучатель 11. При этом турбина 6, компрессор 7 и генератор 8 объединены в единый агрегат — турбогенератор-компрессор. ЯЭДУ оснащена трубопроводами 12 рабочего тела и электрическими линиями 13, соединяющими генератор 8 и ЭРДУ. Теплообменник-рекуператор 9 имеет так называемые высокотемпературный 14 и низкотемпературный 15 входы рабочего тела, а также высокотемпературный 16 и низкотемпературный 17 выходы рабочего тела.

Выход реакторной установки 5 соединен со входом турбины 6, выход турбины 6 соединен с высокотемпературным входом 14 теплообменника-рекуператора 9. Низкотемпературный выход 15 теплообменника-рекуператора 9 соединен со входом в вихревую трубку Ранка-Хильша 10. Вихревая трубка Ранка-Хильша 10 имеет два выхода, один из которых (по «горячему» рабочему телу) соединен с холодильником-излучателем 11, а другой (по «холодному» рабочему телу) соединен со входом компрессора 7. Выход холодильника-излучателя 11 также соединен со входом в компрессор 7. Выход компрессора 7 соединен с низкотемпературным 15 входом в теплообменник-рекуператор 9. Высокотемпературный выход 16 теплообменника-рекуператора 9 соединен со входом в реакторную установку 5. Таким образом, основные элементы ЯЭДУ связаны между собой единым контуром рабочего тела.

ЯЭДУ работает следующим образом. Нагретое в реакторной установке 5 рабочее тело направляется на турбину 6, которая обеспечивает работу компрессора 7 и генератора 8 турбогенератора-компрессора. Генератор 8 производит генерацию электрической энергии, которая по электрическим линиям 13 направляется к электроракетным двигателям 1 и 2 и их системам подачи 3 и 4, обеспечивая их работу. После выхода из турбины 6 рабочее тело направляется через высокотемпературный вход 14 в теплообменник-рекуператор 9, где осуществляется частичное охлаждение рабочего тела.

Затем, из низкотемпературного выхода 17 теплообменника-рекуператора 9 рабочее тело направляется в вихревую трубку Ранка-Хильша 10, внутри которой происходит разделение потока рабочего тела на «горячую» и «холодную» составляющие. «Горячая» часть рабочего тела далее следует в холодильник-излучатель 11, где происходит эффективное охлаждение этой части рабочего тела. «Холодная» часть рабочего тела следует на вход в компрессор 7, туда же следует после охлаждения часть рабочего тела, выходящая из холодильника-излучателя 11.

Компрессор 7 производит подачу охлажденного рабочего тела в теплообменник-рекуператор 9 через низкотемпературный вход 15. Это охлажденное рабочее тело в теплообменнике-рекуператоре 9 обеспечивает частичное охлаждение встречного потока рабочего тела, поступающего в теплообменник-рекуператор 9 из турбины 6 через высокотемпературный вход 14. Далее, частично подогретое рабочее тело (за счет теплообмена с встречным потоком рабочего тела из турбины 6) из теплообменника-рекуператора 9 через высокотемпературный выход 16 вновь поступает к реакторной установке 5, цикл вновь повторяется.

Таким образом, находящееся в замкнутом контуре единое рабочее тело обеспечивает непрерывную работу ЯЭДУ, причем использование в составе ЯЭДУ вихревой трубки Ранка-Хильша в соответствии с заявляемым техническим решением обеспечивает улучшение массогабаритных характеристик ЯЭДУ, повышает надежность ее работы, упрощает ее конструктивную схему и дает возможность повысить эффективность ЯЭДУ в целом.

Документация по двигателю R.A.P.I.E.R.

Приветствую вас, дорогие читатели! Данную статью я решил создать из-за того, что на Вики пока что ещё мало информации, а у некоторых KSPшников уже возникают вопросы про этот чудо-юдо-двигатель. Чтож, надеюсь, данная статья поможет вам и ответит на ваши вопросы.

Начну я пожалуй с упоминания об его главной особенности и отличием между другими двигателями. Он может работать как и обычный двигатель с применением топлива и окислителя (ClosetCycle — закрытый цикл), так и с применением топлива и использования в качестве окислителя непосредственно воздух из атмосферы Кербина (на Лейте я его ещё проверить не успел) (AirBreathing — питание воздухом(примерно)). Замечу, что при режиме работы AirBreathing двигатель разгоняется не так, как стандартные Jet’ы, а быстрее, и выдаёт

80-95 кН уже пройдя расстояние в половину ВПП. В режиме AirBreathing двигатель работает как TurboJet двигатель, то есть чем выше высота полёта, тем большей мощности выдаёт двигатель реактивную струю.

Характеристики (AirBreathing):

Макс. мощность — 190 кН
ISP — 800 (атмосфера); 1200 (вакуум)
FlameOut — при AirIntake Характеристики (ClosedCycle):

Макс. мощность — 175 кН
ISP — 320 (атмосфера); 360 (вакуум)
FlameOut — когда топливо и окислитель кончаются полностью
Расход топлива — 11.14 л/сек. (атмосфера); 9.90 л/сек. (вакуум)

Характеристики (общие):
Вес — 1.75 тонн
Размер — маленький (1.25 м)
Цена — 5900 ¤ (?)
Drag — 0.2
Макс. температура — 3600 К
Vectoring — 3°

Данный двигатель подходит как и для РН так и для самолётов-аэроспейсеров. Самолётом, на котором установлен данный двигатель, можно легко выйти из атмосферы и забраться на орбиту

200-300 км (на примере моего же SpaceBlade). При постройке РН нужно не забывать ставить воздухозаборники (на примере «Пухляша» ).

Переключение между режимами работы двигателя можно выполнять вручную, а можно позволить делать это автоматике. В автоматическом режиме, если включён режим работы AirBreathing, двигатель переключится на режим работы ClosedCycle буквально перед самым FlameOut’ом. Так же можно отключить Gimbal (как и на обычном двигателе).

По своим параметрам данный двигатель схож с Toroidal Aerospike Rocket и TurboJet Engine (два двигателя т.к. два режима работы, ClosedCycle — Toroidal Aerospike Rocket, AirBreathing — TurboJet Engine). Аналог двигателя — SABRE (и из реальной жизни, и из мода B9, только для R.A.P.I.E.R. не предусмотрено отдельного куллера, что делает его на порядок легче своих сородичей).

R.A.P.I.E.R. из нашего любимого KSP

SABRE в реальной жизни

SABRE из мода B9

В карьере этот двигатель присутствует — находится в исследовании Hypersonic Flight, вместе с Toroidal Aerospike Rocket, стоит 550 науки [Спасибо YurkaRed за предоставленную инфу :tears: ]

/Это надо-бы знать!/
У Рапиры, как и у любого другого двигателя, работающего по типу ракетного, есть реактивная струя. Она же, в свою очередь, не холодная, и имеет давольно большую температуру:
В реактивном режиме — 650°;
В атмосферном режиме — 400°.
Так же, другие детали ракеты/самолёта тоже будут разрушаться от этой струи, если двигатель расположен соплами к этой детали и находится очень близко к ней.
В атмосферном режиме двигатель, как и любой другой турбореактивый двигатель, разгоняется постепенно, и останавливается тоже не сразу (если бы в них применялись турбинные тормоза, то износостойкость двигателя была бы очень мала):
Разгон в атмосферном режиме — 0.2 м/сек.
Торможение — 0.35 м/сек.
Так же, от скорости зависит и то, с какой мощностью работает двигатель:
(данные указаны для атмосферного режима, при выставленном показателе шкалы мощности на 100% (THROTTLE, контролируется Ctrl’ом и Shift’ом))
Скорость — 0 м/сек., мощность — 50%
Скорость — 1000 м/сек., мощность — 100%
Скорость — 2000 м/сек., мощность — 50%
Скорость — 2200 м/сек., мощность — 0% (проще говоря, 2200 м/сек. — статический потолок скорости в атмосфере)
Плотность атмосферы в атмосферном режиме влияет на удельный импульс (удельную тягу, УИ, УТ, ISP, называйте как хотите):
1 (плотная атмосфера, высота

от 0 до 1 000 метров) — УИ = 800 сек.
0.3 (разреженная атмосфера, высота

голоса
Рейтинг статьи
Читать еще:  Что будет двигателю если перевернуться
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector