12.3: Ракетний рух
Ракета в той часt=ti рухається→Vr,i зі швидкістю по відношенню до нерухомої опорної рами. Протягом[ti,tf] проміжку часу ракета безперервно спалює паливо, яке безперервно викидається назад зі швидкістю→u щодо ракети. Ця швидкість вихлопу не залежить від швидкості ракети. Ракета повинна докласти силу для прискорення викинутого палива назад, і тому за Третім законом Ньютона паливо надає силу, рівну за величиною, але протилежну в напрямку, прискорюючи ракету вперед. Швидкість ракети - це функція часу,→vr(t). Оскільки паливо виходить з ракети, маса ракети також є функцією часуmr(t), і зменшується зі швидкістюdmr/dt. Нехай→Fext позначимо сумарну зовнішню силу, що діє на ракету. Ми будемо використовувати принцип імпульсу, щоб визначити диференціальне рівнянняd→vr/dt, яке пов'язує рівнянняdmr/dt→u,→vr(t), and →Fext, відоме як рівняння ракети.
Ми будемо застосовувати принцип імпульсу протягом інтервалу часу[t,t+Δt] зΔt прийнятим, щоб бути невеликим інтервалом (ми врешті-решт розглянемо межу, щоΔt→0), іti<t<tf протягом цього інтервалу, вибрати в якості нашої системи масу ракети в час t,
msys=mr(t)=mr,d+mf(t)
деmr,d - суха маса ракети іmf(t) - маса палива в ракеті в момент t. Протягом часового інтервалу[t,t+Δt] невелика кількість палива масиΔmf (в тій межі, якаΔt→0,Δmf→0 викидається назад зі швидкістю→u до ракети. Перш ніж паливо викидається, воно рухається зі швидкістю ракети і тому протягом часового інтервалу[t,t+Δt] обране паливо зазнає зміни імпульсу і ракета відштовхується вперед. Уt+Δt той час ракета має швидкість→vr(t+Δt). Хоча викидається паливо постійно змінює свою швидкість, ми припустимо, що все паливо викидається в той момент,t+Δt а потім вважаємо межу якΔt→0. Тому швидкість викидається палива по відношенню до нерухомої опорної рами є векторною сумою відносної швидкості палива по відношенню до ракети і швидкості ракети, на→u+→vr(t+Δt) рис. 12.14 представлені діаграми імпульсів для нашої системи в момент t іt+Δt відносно a нерухома інерційна система відліку, в якій швидкість руху ракети в момент t дорівнює→vr(t).

Імпульс системи в момент t
→psys(t)=mr(t)→vr(t)
Відзначимо, що маса системи в момент t дорівнює
msys=mr(t)
Імпульс системи наt+Δt час
→psys(t+Δt)=mr(t+Δt)→vr(t+Δt)+Δmf(→u+→vr(t+Δt))
деmr(t+Δt)=mr(t)+Δmr. При цьому позначенні маса системи в часіt+Δt задається
msys=mr(t+Δt)+Δmf=mr(t)+Δmr+Δmf
Оскільки маса системи постійна, встановлення рівняння (12.3.69) рівняння (12.3.71) вимагає, щоб
Δmr=−Δmf
Імпульс системи в часіt+Δt (Рівняння (12.3.70)) може бути переписаний як
\ [\ begin {масив} {l}
\ переправа стрілка {\ mathbf {p}} _ {s y s} (t+\ Дельта t) =\ лівий (m_ {r} (t) +\ Дельта m_ {r}\ переправа стрілка {\ mathbf {v}} _ {r} (t+\ Дельта t) -\ Дельта м_ {r}\ (\ переправа стрілка {\ mathbf {u}} +\ переправа стрілка {\ mathbf {v}} _ {r} (t+\ Delta t)\ праворуч)\ праворуч. \\
\ переправа стрілка {\ mathbf {p}} _ {s y s} (t+\ Дельта t) =m_ {r} (t)\ переправа стрілка {\ mathbf {v}} _ {r} (t+\ Дельта t) -\ Дельта m_ {r}\ переправа стрілка {\ mathbf {u}}
\ кінець {масив} номер\]
Тепер ми можемо застосувати Другий закон Ньютона у вигляді принципу імпульсу,
\ [\ почати {масив} {l}
\ переправа стрілка {\ mathbf {F}} _ {e x t} =\ lim _ {\ Delta t\ rightarrow 0}\ frac {\ left (m_ {r} (t)\ переправа стрілка {\ mathbf {v}} _ {r} (t+\ Дельта t) -\ Дельта м_ {r}\ переправа стрілка {\ mathbf {u}}\ праворуч) -m_ {r} (t)\ стрілка переправо {\ mathbf {v}} _ {r} (t)} {\ Дельта t}\\
=m_ {r} (t)\ lim _ {\ Дельта т\ стрілка вправо 0}\ frac {\ переправа стрілка {\ mathbf {v}} _ {r} (t+\ Дельта t) -\ переправа стрілка {\ mathbf {v}} _ {r} (t)} {\ Дельта т} -\ lim _ {\ Дельта т\ праворуч 0}\ frac {\ Дельта м_ {r}} {\ Дельта т}\ переправа стрілка {\ mathbf {u}}
\ кінець {масив}\ nonumber\]
Тепер ми беремо ліміт як
→Fext=mr(t)d→vrdt−dmrdt→u
Рівняння (12.3.75) відоме як рівняння ракети.
Припустимо, ракета рухається в додатному х -напрямку із зовнішньою силою, заданою→Fext=Fext,xˆi Тоді,→u=−uˆi де u > 0 - відносна швидкість палива, і вона рухається в негативному х -напрямку,→vr=vr,xˆi Тоді рівняння ракети (Рівняння (12.3.75)) стає
Fext,x=mr(t)dvr,xdt+dmrdtu
Відзначимо, що швидкість зменшення маси ракетиdmr/dt, дорівнює негативній швидкості приросту відпрацьованого палива
dmrdt=−dmfdt
Ми можемо переписати рівняння (12.3.76) як
Fext,x−dmrdtu=mr(t)dvr,xdt
Другий член на лівій стороні Рівняння (12.3.78) називається тягою
Fthrust,x=−dmrdtu=dmfdtu
Відзначимо, що це не зайве зусилля, а результат віддачі вперед за рахунок викиду палива. Оскільки ми спалюємо паливо з позитивною швидкістюdmf/dt>0 і швидкістюu>0, напрямок тяги знаходиться в позитивному х -напрямку.
Рівняння ракети у вільному від сили тяжіння просторі
Розглянемо спочатку випадок, в якому немає зовнішніх сил, що діють на систему, потім Рівняння (12.3.78) стає
−dmrdtu=mr(t)dvr,xdt
Для того, щоб вирішити це рівняння, відокремлюємо змінні величиниvr,x(t) іmr(t) і множимо обидві сторони на dt, що дає
dvr,x=−udmrmr(t)
Тепер ми інтегруємо обидві сторони Рівняння (12.3.81) з межами, відповідними значенням х -складової швидкості і маси ракети в моменти,ti коли почався викид згорілого палива і часу,tf коли процес зупинився,
∫v′r,x=vr,x,fv′r,x=vr,x,idv′r,x=−∫m′r=mr,fm′r=mr,ium′rdm′r
Виконання інтеграції та підстановки значень на кінцевих точках дає
vr,x,f−vr,x,i=−uln(mr,fmr,i)
Оскільки ракета втрачає паливоmr,f<mr,i, ми можемо переписати рівняння (12.3.83) як
vr,x,f−vr,x,i=uln(mr,imr,f)
Відзначимоln(mr,i/mr,f)>1. Томуvr,x,f>vr,x,i як ми і очікуємо. Після невеликої перестановки Рівняння (12.3.84) ми маємо вираз для х -складової швидкості ракети як функціїmr маси ракети
vr,x,f=vr,x,i+uln(mr,imr,f)
Давайте розберемо наш результат. Для початку припустимо, що все паливо згоріло і викинулося. Потімmr,f≡mr,d йде кінцева суха маса ракети (порожня від палива). Співвідношення
R=mr,imr,d
- відношення початкової маси ракети (включаючи масу палива) до кінцевої сухої маси ракети (спорожнення палива). Кінцева швидкість ракети тоді
vr,x,f=vr,x,i+ulnR
Саме тому використовуються багатоступінчасті ракети. Для зберігання палива вам потрібна велика ємність. Як тільки все паливо згорить на першому етапі, ступінь відключається від ракети. Під час наступного етапу суха маса ракети набагато менше і тому R більше, ніж на одній ступені, тому наступна стадія горіння буде виробляти більшу кінцеву швидкість тоді, якщо така ж кількість палива спалювалося лише з однією ступенем (більш суха маса ракети). Взагалі ракети не спалюють паливо з постійною швидкістю, але якщо припустити, що швидкість горіння постійна, де
b=dmfdt=−dmrdt
то ми можемо інтегрувати рівняння (12.3.88)
∫m′r=mr(t)m′=mr,idm′r=−b∫t′=tt′=tidt′
і знайти рівняння, яке описує, як змінюється маса ракети в часі
mr(t)=mr,i−b(t−ti)
Для цього особливого випадку, якщо ми встановимоtf=t в Equation (12.3.85), то швидкість ракети як функція часу задається
vr,x,f=vr,x,i+uln(mr,imr,i−bt)
Приклад12.3.1: Single-Stage Rocket
Перед тим, як ракета почне спалювати паливоmr,i=2.81×107kg, ракета має масу, з яких маса паливаmf,i=2.46×107kg. Паливо спалюється з постійною швидкістю із загальним часом горіння 510 с і викидається зі швидкістю u = 3000 м/с щодо ракети. Якщо ракета стартує з відпочинку в порожньому просторі, яка кінцева швидкість ракети після того, як все паливо згоріло?
Рішення
Суха маса ракети єmr,d≡mr,i−mf,i=0.35×107kg, отжеR=mr,i/mr,d=8.03. Кінцева швидкість ракети після того, як все паливо згоріло, становить
vr,f=Δvr=ulnR=6250m/s
Приклад12.3.2: Two-Stage Rocket
Тепер припустимо, що та ж ракета в прикладі 12.4 спалює паливо в два етапи, викидаючи паливо на кожному етапі з однаковою відносною швидкістю. На першому етапі доступне паливо для спалювання єmf,1,i=2.03×107kg з часом горіння 150 с. Потім порожній паливний бак і аксесуари з першого етапу від'єднуються від решти ракети. Ці роз'єднані деталі мають масу.m=1.4×106kg Все що залишилося паливо з масою спалюється під час другого етапу з часом горіння 360 с. Яка кінцева швидкість ракети після того, як все паливо згоріло?
Рішення
Маса ракети після того, як все паливо на першому етапі згорає - цеmr,1,d=mr,1,i−mf,1,i=0.78×107kg іR1=mr,1,i/mr,1,d=3.60. Зміна швидкості після завершення першого етапу
Δvr,1=ulnR1=3840m/s
Після того як порожній паливний бак і комплектуючі з першої ступені від'єднані від решти ракети, залишилася маса ракети залишаєтьсяmr,2,d=2.1×106kg. Що залишилося паливо має масуmf,2,i=4.3×106kg. Маса ракети плюс незгоріле паливо на початку другої ступені дорівнюєmr,2,i=6.4×106kg. ТодіR2=mr,2,i/mr,2,d=3.05 Тому ракета збільшує свою швидкість під час другого етапу на величину.
Δvr,2=ulnR2=3340m/s
Кінцева швидкість ракети - це сума зміни швидкостей за рахунок кожного ступеня,
vf=Δvr=ulnR1+ulnR2=uln(R1R2)=7190m/s
що більше, ніж якби паливо спалювалося в один етап. Графіки швидкості ракети як часу функції як при одноступінчастих, так і при двоступеневих опіках показані рис. 12.15.

Ракета в постійному гравітаційному полі:
Тепер припустимо, що ракета злітає з спокою в час t = 0 в постійному гравітаційному полі, то зовнішня сила дорівнює
→Ftotal ext=mr→g
Потім виберіть позитивну вісь x у напрямку вгоруFex,x(t)=−mr(t)g. Тоді рівняння ракети (Рівняння (12.3.75) стає
−mr(t)g−dmrdtu=mr(t)dvr,xdt
Помножте обидві сторони рівняння (12.3.97) на dt, і розділіть обидві сторони наmr(t). Тоді рівняння (12.3.97) можна записати як
dvr,x=−gdt−dmrmr(t)u
Тепер ми інтегруємо обидві сторони
∫vr,x(t)vr,x,=0dv′r,x=−u∫mr(t)mr,jdm′rm′r−g∫t0dt′
деmr,i - початкова маса ракети і палива. Інтеграція прибутковості
vr,x(t)=−uln(mr(t)mr,i)−gt=uln(mr,imr(t))−gt
Після того як все паливо згорає приt=tf, маса ракети дорівнює сухої масіmr,f=mr,d і так
vr,x(tf)=ulnR−gtf
Перший термін з правого боку не залежить від часу опіку. Однак другий термін залежить від часу горіння. Чим коротший час горіння, тим менший негативний внесок від третього повороту, і, отже, ракета закінчується з більшою кінцевою швидкістю. Так що ракетний двигун повинен спалювати паливо якомога швидше, щоб отримати максимально можливу швидкість.