Från Noll till Mach 1 på 67 sekunder! (Why??)

Det började med webbsändningen av SpaceX CRS-8, där jag fascinerades av speaker-infon att Steg 1 då kördes (från 0...) till 2 km/s. Medan de i julhelgens LEO-skott 'bara' behövde Steg1 till 1 km/s.

Kollade de sändningarna även i efterhand, och hajade till över att de båda flugit lika länge när de nådde mach 1, trots att de siktade på olika höjd, fart och rimligtvis(?) hade starkt olika startvikt.

Jag har inte tillgång till rådata, så jag pysslade en stund med "YouTube-forskning" för att bekräfta att jag uppfattat rätt. Det blir ju varken decimaler eller ens exakt på sekunden, men väl under +-5 s tycker jag mig kunna se.

Och hjälpsamma YouTube länkade/lockade mig kvickt till en välgjord "restaurering" av en SaturnV+Apollo-film från 60-talet, med en "Stenmark-klocka" och mer info i rutan.
Och: Mach 1 nåddes drygt fem sekunder efter första minuten! (Bemannad!)

Så gissa vad jag kollade efter och fann när jag läste detta inlägget:


Mach 1 är ju väl under den fart man ev. drar av för Max Q, så jag har svårt att föreställa mig någon anledning att de/någon INTE skulle använda max. tillåten dragkraft på huvudmotorerna.


Varför visar de så lika acceleration??
Är det någon teori/metod jag missat? Jag orkar inte plöja teoriböckerna på måfå, och har inte kommit på nåt vettigt att webbsöka efter.

Jag har inte (ännu) jämfört med videos från ESA/Sovjet/Ryssland/Japan/Kina/Esrange, så jag tar även tacksamt emot länktips på sådana som innehåller fart+tid för flygningen!


Kan ju lägga till att militärt jakt-/attack-flyg inte visar samma jämnhet. (Men de har också högst varierande dragkraft - Och ständigt "för lite" dragkraft...)

Även de tyngre attack- och luftvärns-missilerna når mach 1 inom de första fem sekunderna...

(Något rådata eller bra filmmaterial för ICBMs har jag inte träffat på.)

Och även SpaceX Eulsat 117W B & ABS 2A

"at full power" enl. speaker - och mach 1 efter ca 67 s.

Missiler av de flesta slag har ju alla fastbränsleraketmotorer, dessa kan ju inte regleras vad gäller dragkraft. Många av dessa ger närapå 100 % vid start, jag har inga uppgifter på data om dessa, men de ska ge 100 % straxt innan bränslet tar slut. Detta beror på att den brinnande ytan inne i bränslepatronen är som störst straxt innan allt bränsle är slut.

Missiler tål ju väldigt hög . acceleration så det spelar i stort sett ingen roll om att de är så snabba som de är. Om de har styrbara dysor så är det ju en fördel om allt bränsle inte är helt slut innan den når målet så att den kan styra sista biten. Att styra med de yttre fenorna är inte möjligt om höjden är för hög, alltså att luften är alltför tunn. Bränsleekonomi är inget viktigt för missiler, skottvidden är ganska kort i de flesta fall och bantrajektorierna kan variera starkt. Man kan kosta på sig att ha mindre nyttolast än vad som är optimalt i de flesta sammanhang.

Raketer med flytande bränsle kan ju däremot regleras och det kan vara en fördel att låta raketmotorn vänta med fullt pådrag tills att den har passerat området med högst luftmotstånd (= Max Q) . På det viset så spar man en del av bränslet tills det behövs som mest. Över denna höjd som Max Q inträffar så avtar atmosfärens täthet och luftmotståndet minskar trots ökande fart, Pådraget på motorn ger alltså mera hastighetsökning efter Max Q. Men detta har också med vilken bana att göra som eftersträvas

Generellt kan man säga att dragkraften är ungefär proportionellt mot raketens basyta, eftersom vi har ett begränsat antal praktiskt användbara bränslekomponenter för en raket. Det gör i sin tur att basyta/startvikt förhållandet blir sämre för större raketer, och därför ger de större en sämre acceleration än de mindre raketerna.

Man kan förstås öka en flytande-bränsle-raketmotors dragkraft med att öka trycket inne i dysan, med att pressa in mera bränsle i den, men det är inte säkert att den brinner stabilt för det, eller att den är lika effektiv som vid lägre förbränningstryck.

Många motorer har olika driftegenskaper i vakuum respektive atmosfärstryck, För närvarande går det inte att designa en motor som är optimal för bägge omgivningarna.

För dessa stora raketer så är bränsleekonomi väldigt viktigt eftersom nyttolasten (payload) är nära den maximalt tillåtna vid alla uppskjutningar. Så är det inte för missiler, hos missiler är oftast hög acceleration betydligt viktigare för att kunna nå sitt mål så snabbt att målet inte kan komma undan.

I början av ICBM-eran så konstruerades många av dessa med flytande bränsle, men det övergavs efter ett tag. Man hade ju problem med vissa av de flytande bränslena att de inte kunde lagras utan att skada komponenterna inne i raketen, tex packningar, lagerboxar i pumparna mm. Man kunde ju inte heller handskas med flytande syre i militära sammanhang, det var alltför riskfyllt. Istället så övergick man till fast bränsle av ammoniumperklorat och aluminiumspån plus butadiengummi eller epoxiharts. Som ju har en lagringsbeständighet på > 30 år ungefär.

Tack för intressant svar!
Speciellt dina förtydliganden om missiler/ICBM övertygar mig om att jämförelser med dessa är tämligen ointressanta.

Rymdfärjan gjorde tydligen 0-Mach1 på 40 sekunder!
Från https://en.wikipedia.org/wiki/Space_...initial_ascent :


Egentligen vill "vi" ju accelerera orbit-raketer längs med jordytan för att uppnå "rätt" %-tal av flykthastigheten, men det är ju lämpligt att göra en avvägning/kompromiss att snabbt öka flyghöjden för att bli av med luftmotstånd.

Samtidigt ökar ju accelerationen vid konstant dragkraft, eftersom massan minskar med bränsleåtgången.

Den delen blir ju då linjär, så om vi tillåter oss att 'bortse' från luftmotståndet vid underljudsfart så får vi en linjär hastighetsökning med ~340 m/s.

För att göra det huvudräkningsvänligare:
333 m/s /67s ≈ 1000/3 * 3/200 m/s /s = 5 m/s² ≈ ½ g

Vilket ju inte låter som "pelle i botten", men då tillkommer bränslet för att uppväga ~1 g, så att vi inte "ramlar ned".

Dvs lägst bränsleåtgång måste absolut vara då man trycker på så mycket man kan och tål!

Ja de tidiga ICBM som testades som hade flytande raketbränsle var bland annat sådana som var laddade med tex hydrazin. Men hydrazin är ett jävla fanstyg och man kan inte ha det i ett trångt raketsilo eller i en atomubåt, får man en läcka så är det giftigt som fan. Hydrazin är dock fördelaktigt genom att det inte behöver kylas.

Åtminstone en läcka tros ha skett på någon atomubåt, 1960- eller 1970-talet, vet ej om det hände på en amerikansk eller sovjetisk sådan.

En annan faktor som påverkar dragkraften hos en raketmotor är den att om man ökar på accelerationen mycket så får man en tryckökning precis vid pumpens inlopp (pga att bränslets "tyngd" ökar av högre G-kraft), detta ger en ytterligare dragkraftsökning, detta fenomen kan skapa en ogynnsam svängning i vätskepelaren som bränslet utgör. En noggrann reglering av flödet är alltså alltid nödvändigt.

Bränslet som används i de flesta raketer vare sig de är flytande eller fasta kostar nästan ingenting, ungefär som priset på dieselolja - Det som kostar är själva strukturen, hela apparaten runt omkring kostar slantar.

Med en raffinerad och crackad biodieselolja som liknar Kerosene (på svenska fotogen) och flytande syre får man en koldioxidneutral raket, Alltså kanske något för Musk, Alla kerosenemotorer har dock en nackdel påstås det, man bör inte tända dem mer än en gång per flygning. Anledningen till detta ska vara att Kerosenet häftar vid ytorna inne i motorn och de kan ju upphov till explosiv misständning när det flytande syret släpps på. Vet ej om hur allvarligt problemet är. Det påstås att man måste "tvätta" insidan ifrån Keroseneresterna innan man tänder den igen.


Att man i rapporten anger att rymdfärjans motorer nådde 104 % dragkraft kan ju vara den att de egentligen angett 100 % kring något bestämt normalförhållande, medelvärde, som motorn ska prestera under. Att den gav 104 % behöver r alltså inte betyda att den kördes utöver någon särskild säkerhetsgräns.

De har ju funnits gamla ide'er om att driva det första steget upp till cirka > 10 km höjd med en turbojet/rammjet-motor och därmed slippa vikten för det flytande syret den biten, Den utnyttjar alltså atmosfärens syre. men jag har för mig att den startdragkraft som en jetmotor kan prestera vid stillastående inte är tillräcklig. Tveklöst blir en sådan motor avsevärt dyrare och tyngre än motsvarande raketmotor och ditmonterandet av den kräver mera chassistyrka, och kraftigare fästen och därmed mer vikt (massa).
Likaså som V1-raketen nedan så kan de behöva någon slags initial katapultanordning.

Det finns ju där en analogi i tyskarnas V1-missiler, de hade ju en pulsjetmotor som tydligen ofta var pålitliga och relativt lätta, och jag har för mig att de använde luftens syre i förbränningen. Jag vet dock ej om de kan byggas så stora att de kan klara av att lyfta en större raket, det finns inga garantier att de brinner jämt och fint under alla atmosfäriska förhållanden. Eftersom den inledande startimpulsen inte var stor nog på V1-raketerna så skickades de först iväg med en katapult - därmed får de upp farten, fartvinden får pulsjetmotorn att ge ännu mera dragkraft osv så att den så småningom når sin marschhastighet och marschhöjd. Med en omvänd parabelbana som vänds uppåt så torde man kunna nå rätt hög höjd (tills atmosfärens innehåll av syre blir för lågt) för att steg 2 ska ta över, då med traditionella raketmotorer. Ryssarna lär ska ha försökt bygga sådana i form av större 2-stegs luftvärnsmissiler, men hur bra de fungerade det vet jag inte.

Att tex lyfta raketer med hjälp av tex flygplan har testats otaliga gånger men jag har bara sett några rätt dåliga uträkningar på besparingen man uppnår. Enda fördelen skulle kunna vara att lyfta några extra stora raketer, men det börjar då att handla om riktigt stora konstruktioner. Tänk att man vill kunna lyfta en 3000 ton tung raket på det viset, man kan ju lätt räkna ut att man behöver helt enorma vingar, eventuellt ett dubbeldäcks-vingpar, plus att flygplanets motorer får väl vara i dimensionen om typ 10-15 meters diameter. Kostnaden för att konstruera och bygga ett sådant flygplan kommer dock att bli astronomisk. Ett så stort flygplan kostar ju också pengar även när det står stilla, så om det skulle kunna användas för andra transporter, tex hjälpsändningar mm, kan man förstås spara in lite grand. Förstorar man tex AirBus A380 eller Antonov 225 cirka 15 ggr så har man kommit i hamn, men det blir svårt att få det att landa på vanliga landningsbanor. Man får hitta på någon metod att bli av med broms-energin/-värmen på något fiffigt sätt. Annars brinner flygplanet upp varje gång det landar.

Tex så om man ökar dimensionerna 4 ggr i alla ledder så har man ökat vingarean 16 ggr och man är då i hamn, fast ett så brett vingspann som på ca 320 meter är väl helt opraktiskt i de flesta fall. De måste nog med ett så stort vingspann vara förspända ungefär som hängbroar är, med vajrar som går inne i vingarna. En dubbeldäckare kan ju bli en bra och synnerligen styv lösning om motorerna monteras mellan vingarna.

Dock så ser jag vissa likheter i nutidens fartygsbyggande, kan man tex lära sig robotsvetsa flygplansaluminium perfekt och helst svetsa dubbla skikt eller double overlap, då minskar man nitningsbehovet så spar man in rätt mycket arbetstid, eftersom varje nitning måste göras manuellt. Nitningen har dock fördelar, vid ett strukturellt brott så sprids inte sprickorna över nitningsskarvarna. På ett renodlat fraktflygplan är det dock inte nödvändigt med så hög säkerhet emot strukturellt brott. Man får helt enkelt välja flygrutter som inte innefattar tätbebyggda områden alls, och ha katapultstolar för besättningen.

Det finns en annan fördel med att bygga riktigt stora flygplan liknande dessa monster, man kan frakta i stort sett vad som helst. Men också skulle jag tro att man kan använda högklassiskt konstruktionsstål i många av flygplanets komponenter, i större utsträckning än vad man gör idag. Ni kan väl här fundera på sådana ide'er ?

Att bygga riktigt stora flygplan ser inte jag som fundamentalt annorlunda än att bygga nya stora fartyg.

Nitningen är dock ett problem, eftersom många nya flygplan har idag miljoner nitar och varje nit måste nitas manuellt, en mycket stor kostnad och tidsåtgång. Svetsning kan korta ned den tiden avsevärt. Och det blir ju starkt om det görs rätt.

Motorer
Ja pulsjet och rammjet använder atmosfäriskt syre till förbränningen, men båda utnyttjar sin hastighet genom luften och skapar inte en användbar dragkraft från stillastående, så ytterligare "en komplikation" måste tillföras innan de kan användas som startraket/steg 1.

Och för att få de önskade syremängderna så måste man flyga så "lågt" att det dynamiska trycket blir högt. Båda motortyperna är "vettiga" bara då man vill flyga snabbt i planflykt och med relativt konstant hastighet - Transportflygning alltså, därmed inte spännande vid rymdskott.


Stora flygplan
Jo sådana har alltid fascinerat mig också. Du nämner landningsproblematiken, men även att accelerera tills vingarna ger tillräcklig lyftkraft kräver en ansenlig startsträcka.
De starthjälpmedel som används idag, är ju hangarfartygens ång-katapult - Kul investering på en typ 1 mil lång startbana på en flygplats. För att inte tala om vinterunderhåll...
Det andra är startraketer som t.ex trp-flyg på skidor i Antarktis. Då pratar vi nu alltså om en raket som startas med flygplan, som startas med raket, som...

Men för tanken på stora flygplan, så kanske det är dags att ännu en gång damma av planering för Lufthamnar, Flygbåtar osv (Skål Howard Hughes!) Endast till sjöss är dessa sträckor/ytor hanterliga.


Sammanfogning
Moderna flygplans "ytterskinn" monteras allt mer med limfogar, oavsett om det gäller (lätt-)metall eller kompositstrukturer. Styrkemässigt fullt i klass med svetsning och styrka/vikt helt överlägset både svetsning och nitnig. Samt rationellare och "robotvänligare".
Enda kända nackdel är att flygplanen blir något känsligare för blixtnedslag (isolerade skarvar).

Alldeles riktigt men en pulsjetmotor som byggs med ett variabelt luftintag kan få rammeffekt redan vid rätt låg hastighet, Fast här vet jag inte vilken metod som är bäst. Tex SR71 Blackbird mfl flygplan har ju de variabla spetsiga konerna framme i motorn som kan flyttas fram och tillbaka för att få bättre rammeffekt, eller att minska den, så att motorn spinner lugnt och stabilt. Annars kan man ju också ha någon slags kompressor fast där blir det ju problem med regleringen - man kan ju inte variera kompressionen så väldigt mycket, fast nyare ide'er kring detta kommer det kanske flera av.

Om ni tittar på stridsflygplanens thrustvector utblås att det kan vinklas på ett fiffigt sätt, så kan man ha något liknande konstruktion på intaget så att man kan variera intagets geometri - öka/minska intagsarean. Dock är ju koner den mest använda metoden, Man kan också använda thrustvectordesign på utblåset för att strypa utblåset, eventuellt för att även använda den sk venturi-effekten, om motorn har ett yttre skal som kan omsluta motorn en bit efter utblåset.

Några slags motorer vill ju att motorintagets inkommande lufthastighet är under ljudhastigheten. Är den över ljudhastigheten kan det hända konstiga saker vid kompressorn, tex vibrationer mm.

Trots att pulsjetmotorer mest har byggts som enkelstegsförbränning så kan man tänka sig att sätta dit EBK efterbrännkammare, rent av i två steg, (totalt alltså tre steg) förutsatt att man kan klä insidan med något keramiskt material, annars så smälter motorn förmodligen inom någon minut efter att man tänt den. Bränsleförbrukningen är dock ytterligt oekonomisk.

En nackdel med höga hastigheter är sk flame-out, dvs att förbränningsområdet blir ostabilt och lågan slocknar. SR71 hade någon bor-förening (tex typ trietylboran) för att kunna tända motorn igen, avsikten var att kunna återtantända motorn även på hög höjd, och i hög hastighet. Boranföreningen självantänder direkt vid kontakt med luften.

En annan metod att alltid garantera förbränning är att se till att kompressionen i förbränningsdelen är så hög att det vanliga bränslet alltid självantänder utav enbart kompressionsvärmen, den sk dieseleffekten.

Ytterligare en annan metod är att ha fasta katalysatorer, ryssarna lär ha experimenterat med detta i stor omfattning, dock så har vad jag vet alltid problem uppstått utav den höga värmeutvecklingen som fått katalysatorn att krokna och smälta ihop.


Äh om mastodontflygplanen har samma dragkraft/effekt/startvikt-förhållande som lättare flygplan så ska det gå att starta på rätt så normala startbanor. Men att ha flera 1000 ton på en massa gummihjul kanske inte går, hjulen blir så stora att de blir ohanterliga, är de dessutom gasfyllda så kan en däckexplosion slita upp stora hål, jfr Concorde-olyckan. Med att raketen som hänger under redan är tankad med en ryslig massa explosivt raketbränsle, så är det ett katastrofrecept som heter duga.

Återstår då att använda stålhjul, typ järnvägshjul, och en mycket hårdare banbeläggning, nej detta har jag faktiskt inte någon lösning på.

Just detta problemet gör att landa och starta på vatten är kanske det bästa, fast det lär ju vara bäst att det är en sötvattenssjö i såfall.. Med en vajer under vattenytan så kan man ge flygbåten en viss draghjälp alldeles vid starten.

En av anledningarna till Howard Hughes vurm för sjöflygplan var ju bland annat de dåliga gummidäckskvaliteterna som fanns då, plus att de flesta landningsställ var dåliga konstruktioner, med tex dåliga stötdämpare, och med alltför klena och opålitliga bromsanordningar mm. Många olyckor berodde på dåliga landningsställ, och bromsar som drog ojämnt mm.

Ett sjöflygplan som landar på vatten kan ju lätt bromsas med att fälla ut klaffar som tar tag i vattnet.

En annan sak med sådana här konstruktioner med stora flygplan som bär stora raketer är att man kan inte tillåta att raketen blir för stor, det finns då risk att flygplanet blir instabilt när det släppt raketen pga att aerodynamiken ändras, tyngdpunkten förflyttas mm.

En jetmotors kompressor kräver att luften håller underljudshastighet för att fungera. Dvs det är inte bara vissa motorer, utan alla jetmotorer. En ren ramjet använder ingen roterande kompressor och har inte den bregränsningen.

Alltså måste man reglera flödet på något sätt för att dels bromsa inkommande luft, dels hålla trycket i motorn uppe. De flesta motorer idag reglerar det med variabelt utblås (t.ex. Gripens RM12). Äldre motorer hade ofta variabla insug vilket då gav större dragkraftsområde (dvs hög effekt i både höga och låga hastigheter). Det är dock vanligt att man har luckor/spjäll som öppnas t.ex. vid start för att ge ökad luftmängd till motorn.

De flesta militära motorer idag som har bypass-motor kan vid höga hastigheter använda reheatern (efterbrännkammaren) för att bränna bypassluften istället för den som går igenom motorn. Det ger hög utblåshastighet (och därmed hög topphastighet). Saab Viggens motor RM8 var av den typen och om resten av planet funkat så hade motorn lätt klarat upp till Mach 3.

Tack för påpekandet, ja diverse åtgärder vidtas ju för att sakta ner inkommande luftens hastighet. Samt att man måste vidta åtgärder för att motorn ska få tillräckligt med luft vid låg hastighet. Att kompressorn fungerar dåligt är riktigt vid överljudshastighet. Det är som sagt var att det är olämpligt att luften har överljudshastighet när den kommer in till kompressorn. Reflektion av överljudschockvågor inne i kompressorn gör att själva den komprimerade luften upphör att bete sig normalt, det kan ge upphov till sådana vibrationer mm, att bladen böjs eller skadas mm,

De kalkyler som är gjorda för underljudshastighetskompression vad gäller turbinbladens form mm gäller inte längre vid överljudshastighet.

Ursäkta att jag blandade in flera olika designer i samma inlägg. Tex att jag skrev att man kan tex tänka sig en pulsjetmotor/rammjetmotor som fungerar vid överljudshastighet.

Ryssarnas experiment med sådana pulsjetmotorer för diverse raketkonstruktioner verkar ha varit rätt så dåligt utfall eftersom inga av dessa konstruktioner kom någonsin i någon större produktion.

NASA har ju gjort en del sådana experiment i mindre designs efterliknande det sk Aurora projektet, dock med vätgas som drivkälla i en slags rammjetmotor. Här finns ju ett ganska svårt problem med om lågan slocknar, den är mycket svår att tända igen vid så hög hastighet.. NASA monterade den lilla Auroraliknande modellen på en ordinär missil för att missilen skulle ta upp den till en lämplig hastighet för att tända rammjetmotorn.

Å andra sidan så är det ju så att vitsen med att lyfta en raket den första biten med hjälp av ett stort flygplan egentligen inte så stor. Låt oss säga att flygplanet lyckats lyfta raketen till 11 km höjd, men raketen behöver nå en höjd som är ytterligare cirka 100 km till omloppsbana, alltså ingen större vinst.

Det är ju kanske också att det är orimligt att konstruera ett flygplan som kan bära så tung last till tex 30 km höjd. Man kanske inte kan spar något bränsle alls då ändå. Och man har bara då komplicerat det första steget på ett onödigt sätt.

Att många tekniker fascineras av den möjligheten att lyfta en raket med hjälp av ett flygplan den första biten är väl möjligheten till styrbarhet vid starten. Ett flygplan startar "snällt", och utnyttjar vingarnas lyftkraft för att nå höjd, medans en raket måste gå för fullt redan ifrån start, och har ingen styrfart alls, tex redan en relativt liten obalans mellan raketmotorernas dragkraft kan gör att hela stacken börjar att luta.

Hos ett flygplan har ojämn dragkraft inte så stor betydelse genom att man kan kompensera rätt mycket med roderytorna istället.

Vad gäller limning av flygplansdelar så vet jag inte om hur pass bra åldringsbeständighet dessa limtyper har. En del tvåkomponentslim har ju nackdelen att de förlorar en del elasticitet i fogen efter X antal år, en faktor som jag tror att den inte går att mäta och uppskatta utifrån på flygplanet, utan att bryta upp fogen. Alltså man vet inte om att en limfog är dålig förräns det är för sent. Ultraljud tror jag inte kan mäta sådant. Ibland har man dock kunnat påvisa bubblor på det sättet inne i fogen med tex ultraljud, men trots att det kan vara bubblor fogen kan ändå vara förhållandevis bra.

Kvalitetskontroll av sådana limfogar är måhända osäkert. Men jag är inte någon expert på detta området. I somliga andra sammanhang där man är tvungen att limma med osäkra limtyper och se till att limfogen klarar sig under hela livscykeln så har man helt enkelt tagit till med en extra stor säkerhetsmarginal.

Modern limteknik är långt framme även här. Akustiska("ultraljud") och andra undersökningsmetoder används flitigt både vid tillverkning och periodisk översyn.
Vid limning av metall har man även kommit till demontering/remontering, genom att bl.a använda värmebehandling och lösningsmedel på fogen. (Känns mindre attraktivt vid raketttillverkning dock...)

Åsså har man ju blivit mer luttrad med åren - "Ny teknik" behöver genomgå även metodernas totala livscykel innan facit kan formuleras med "hindsight", trots prognoser, beräkningar, extrem utprovning mm. Ytterligare ett skäl att jag inte vill uppleva "slutet på slutförvaring" t.ex...

Jaha. Ännu en start med samma prestanda: (FB) SpaceX Inmarsat-5 F4, trots tung last...

Uppebarligen är summavikten av det ovanför förstasteget och mängden tankat bränsle, i praktiken nästan konstant.
(Eller är de möjligen på olika höjd efter 67s ?)

Vet inte alls vad diskussionen handlar om men när det kommer till raketer så är nyttolasten i % väldigt lite jämfört med vad hela raketen väger. Därför lyfter raketen lika fort från plattan oavsett tyngd på nyttolasten