Hallo zusammen,
Nach der kinetischen Gastheorie müssten sich doch die Antriebsgase nach verlassen des Triebwerkes Kugelförmig ausbreiten. Soweit ich das verstehe, stoßen die Gasteilchen noch mehrmals zusammen, tauschen impulse aus, und verdünnen sich dann. Der Gesamtimpuls bleibt gleich, aber es müssten einige Teilchen die Rakete wieder überholen.
Wenn das so ist, dann könnte man sich überlegen, eine Vorrichtung zu bauen (etwa einen dünnen Spiegel), der die Teilchen wieder in die entgegengestze Richtung reflektiert, und so der Rakete zusätzlich Impuls geben.
Was haltet ihr davon, liege ich überhaupt richtig mit meiner Vorstellung?
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Raketentriebwerkgase nach Verbrennung
Die kinetische Gastheorie ist eine Theorie für Prozesse im oder nahe beim thermodynamischen Gleichgewicht. Dies gilt natürlich nicht für die Verbrennunf von Raketentreibstoff, da die Expansion der Verbrennungsgase durch die Düse eben kein Gleichgewichtszustand ist.
Gruß
Tom
Der Wert eines Dialogs hängt vor allem von der Vielfalt der konkurrierenden Meinungen ab.
Sir Karl R. Popper
Tom
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Sir Karl R. Popper
-
Otz
Auch 10m hinter der Rakete handelt es sich nicht um ein System im thermodynamischen Gleichgewicht. Dieses zeichnet sich durch eine homogenen Temperaturverteilung aus, die sich u.U. adiabatisch (d.h. langsam!) ändert.
Durch das Ausströmen der Verbrennungsgase (die sich in der Brennkammer evtl. in einem thermodynamischen Gleichgewicht befinden - was sicher eine sehr grobe Näherung ist (!) - erfolgt eine extreme Verdünnung der Gase, so dass Stöße kaum stattfinden, was dazu führt, dass die einmal existierende Vorzugsrichtung der Gasmoleküle / -atome erhalten bleibt.
Ich denke, die Thermodynamik der Verbrennungsgase außerhalb der Brennkammer ist auch nicht so interessant wie die innerhalb. Denn da entsteht ja der Schub.
Durch das Ausströmen der Verbrennungsgase (die sich in der Brennkammer evtl. in einem thermodynamischen Gleichgewicht befinden - was sicher eine sehr grobe Näherung ist (!) - erfolgt eine extreme Verdünnung der Gase, so dass Stöße kaum stattfinden, was dazu führt, dass die einmal existierende Vorzugsrichtung der Gasmoleküle / -atome erhalten bleibt.
Ich denke, die Thermodynamik der Verbrennungsgase außerhalb der Brennkammer ist auch nicht so interessant wie die innerhalb. Denn da entsteht ja der Schub.
Gruß
Tom
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Tom
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-
Skeltek
- Site Admin
- Beiträge: 5085
- Registriert: 25. Mär 2008, 23:51
- Wohnort: Stuttgart, Germany
- Kontaktdaten:
Hi Otz
Ich hab gerade 3 Seiten geschriebenes wieder geloescht, nachdem ich gemerkt hab, dass ich gar nicht weiss welche Arten von Raketen du meinst. ^^
Ich denke aber, dass alle Raketen innerhalb des Atmosphaere durch die Anbringung von Spiegeln links und rechts mehr an Luftwiderstand bzw Druck von vorne gewinnen wuerden als die ueberholenden Gasmolekuele von hinten es wert sein koennten.
Falls du stellare Fluege meinst, werden dort meist Fluessigkeitstriebwerke verwendet, da sich diese mit geringem Aufwand fuer widerholtes Zuenden auslegen lassen. Ionentriebwerke bzw elektrische Triebwerke lass ich mal aussen vor, da diese meist fuer Feinmanoever und lange Reisen von Sateliten verwendet werden, ausserdem funktionieren sie anders.
Da du aber vermutlich interstellare Raumfluege meinst:
Bei Fluessigkeitstriebwerken ist es anscheinend auch so, dass die Brennkammer sich innerhalb der Rakete befindet. der Strahl, der hinten austritt, hat eine relativ hohe Austrittsgeschwindigkeit, da das Gas bereits innerhalb der Kammer bzw beim verlassen derer beschleunigt wird. Nun ist es schliesslich so, dass die Impulse der einzelnen Molekuele des Brennstoffes voellig unterschiedlich gross und unterschiedlich gerichtet sind(aehnlich einer Glockenkurve). Beim Verlassen der Brennkammer hat kaum ein Molekuel eine hoehere Geschwindigkeit in Raketenflugrichtung wie die Rakete selbst(Die Rakete wuerde sich bei der Glockenkurve vermutlich irgendwo ganz links befinden).
Theoretisch waere es moeglich, dass einige wenige Molekuele durch ein Kette gluecklicher Kollisionen mit anderen Molekuelen genuegend impuls erhalten, um die Rakete einzuholen.
Da sich der Druck des Brennstoffes im Vakuum allerdings fast sofort auf null reduziert und die Wahrscheindlichkeit einer `gluecklichen Kette von Kollisionen` von Molekuelen mit zunehmender Entfernung der Rakete fast schlagartig abnimmt, ist es sehr unwahrscheinlich auf wirklich mehr als 1-3 Molekuele pro Stunde zu treffen, die die Rakete einholen(Is ne Schaetzung von mir).
Ich denke das ist der Grund, wieso es sich vom Aufwand, den Kosten und dem durch das Gewicht erhoehten Treibstoffverbrauches nicht lohnt, Spiegel mitzufuehern, um aus den wenigen Molekuelen einen bestenfalls marginalen Gewinn herauszuholen(ich glaube 1kg in den Orbit zu schiessen kostet 22k US $ an Treibstoff, Instandhaltungskosten, Material fuer Raketenbau usw).
viele Gruesse, Skel
Ich hab gerade 3 Seiten geschriebenes wieder geloescht, nachdem ich gemerkt hab, dass ich gar nicht weiss welche Arten von Raketen du meinst. ^^
Ich denke aber, dass alle Raketen innerhalb des Atmosphaere durch die Anbringung von Spiegeln links und rechts mehr an Luftwiderstand bzw Druck von vorne gewinnen wuerden als die ueberholenden Gasmolekuele von hinten es wert sein koennten.
Falls du stellare Fluege meinst, werden dort meist Fluessigkeitstriebwerke verwendet, da sich diese mit geringem Aufwand fuer widerholtes Zuenden auslegen lassen. Ionentriebwerke bzw elektrische Triebwerke lass ich mal aussen vor, da diese meist fuer Feinmanoever und lange Reisen von Sateliten verwendet werden, ausserdem funktionieren sie anders.
Da du aber vermutlich interstellare Raumfluege meinst:
Bei Fluessigkeitstriebwerken ist es anscheinend auch so, dass die Brennkammer sich innerhalb der Rakete befindet. der Strahl, der hinten austritt, hat eine relativ hohe Austrittsgeschwindigkeit, da das Gas bereits innerhalb der Kammer bzw beim verlassen derer beschleunigt wird. Nun ist es schliesslich so, dass die Impulse der einzelnen Molekuele des Brennstoffes voellig unterschiedlich gross und unterschiedlich gerichtet sind(aehnlich einer Glockenkurve). Beim Verlassen der Brennkammer hat kaum ein Molekuel eine hoehere Geschwindigkeit in Raketenflugrichtung wie die Rakete selbst(Die Rakete wuerde sich bei der Glockenkurve vermutlich irgendwo ganz links befinden).
Theoretisch waere es moeglich, dass einige wenige Molekuele durch ein Kette gluecklicher Kollisionen mit anderen Molekuelen genuegend impuls erhalten, um die Rakete einzuholen.
Da sich der Druck des Brennstoffes im Vakuum allerdings fast sofort auf null reduziert und die Wahrscheindlichkeit einer `gluecklichen Kette von Kollisionen` von Molekuelen mit zunehmender Entfernung der Rakete fast schlagartig abnimmt, ist es sehr unwahrscheinlich auf wirklich mehr als 1-3 Molekuele pro Stunde zu treffen, die die Rakete einholen(Is ne Schaetzung von mir).
Ich denke das ist der Grund, wieso es sich vom Aufwand, den Kosten und dem durch das Gewicht erhoehten Treibstoffverbrauches nicht lohnt, Spiegel mitzufuehern, um aus den wenigen Molekuelen einen bestenfalls marginalen Gewinn herauszuholen(ich glaube 1kg in den Orbit zu schiessen kostet 22k US $ an Treibstoff, Instandhaltungskosten, Material fuer Raketenbau usw).
viele Gruesse, Skel
-
wilfried
- Ehrenmitglied
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- Registriert: 20. Aug 2006, 10:18
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Lieber Otz
mit einem Raketentriebwerk verhält es sich wiefolgt:
Es wird, wie bereits richtig erklärt, thermische Energie -Verbrennung der Gase- umgewandelt in kinetische Energie -Schub. Dieser Umwandlungsprozess passiert innhalb einer Düse, welche eine konische Form hat. Auch bekannt als Laval Düse. Die Düse hat eine Querschnittsfläche an der Stelle, wo die Gase in die Düse eintreten. Nennen wir diese Fläche A. Dort herrscht der Druck p.
Die Austrittsfläche der Düse an einer Stelle x+dx wird einen Druck aufweisen von p+dp bei einer Fläche von A-dA=-(r-dr)^2pi. Der Einfachheit halber nehme ich an die Düse haben eine gerade Seitenwand, die mit der Mittellinie einen Winkel alpha bildet. Die in Richtung Düesenende wirkende Kraft kann dann einfacher angegeben werden.
Vorher müssen wir noch etwas denken:
:
Das im besagten Düsenabschnitt befindliche Gasvolumen setzt sich zusammen aus der Druckkraft am Eingang der Düse: p*A
und dem am Ausgang der Düse: -(p+dp)*(A-dA). Dann kommt noch die Reaktionskraftt der Düsenwand auf den mittleren GGasdruck p ß dp/2 dazu: sin(alpha)*(p+dp/2)*dA/sin(alpha)
Ich habe die Mantelfläche des konishcen Druckstücks mit pi*(r+r-dr)dr/sin(alpha) durch dA/sin(alpha) ausgedrückt und Terme zwieter Ordnung vernachlässigt.
Durch Summenbildung und Ausmultiplizieren und dabei wiederum Vernachlässigung der Terme 2. Ordnung, erhältst Du die Kraftkomponente in Achsenrichtung der Düse.
Das Gasvolumen ist:
Pi/3 dx*(r^2+(r-dr)r +(r-dr)^2) dieses kegelstumpfartigen Düsengebildes.
Bei besagter Vernachlässigung der Terme 2.Ordnung ergibt sich damit für die Masse des Gases: rho * A * dx
Die Beschleunigung der Gase durch diese Düse ist:
dv_x/dx. Dann gilt:
rho dx * A dv_x/dt=-A dp
Für den Durchlauf eines gewissen Gasvolumens kann auch dx=v_xdt eingesetzt werden. Dann wird daraus:
rho * v_x * dv_x = -dp
Dieses Ergebnis tätest Du auch mit der exakteren Niederschrift erreichen..ist nur etwas aufwendiger zum Rechnen:
p dv/dt = p partial V / partial t + pv NABLAv = -grad p
Für die stationäre Strömung kannst Du annehmen: partialv / partial t = 0 und grad p = partial p / partial x so kommst Du auf meine vereinfachte Darstellung.
Die Verbindung zu thermodynamischen Größen wird mittels des 1. Hauptsatzes erreicht:
dQ = dU + pdV
dQ ist die dem Gas zugeführte Wärmemenge, dU die Änderung seiner inneren Energie und pdV die geleistete mechanische Arbeit. In der Regel wird hier alles in MOL gerechnet!!
Die innere Energie kannst Du mit Hilfe der Enthalpie I ausdrücken:
I = U + pdV
und damit wird dQ:
dQ= dI - Vdp
Fordert man, was bei solchen Anlagen sinnvoll ist, dass die Stömung durch die Düse adiabatisch ist (keinerlei Wärmeaustausch mit der Umgebung) so ist dQ=0. Das heisst damit:
dI = V dp
und das wiederum hat zur Konsequenz dass
d(M v_x^2/2) = -V dp zu
1/2 M v_x^2 + I = constant mutiert.
M bezeichnet das Molvolumen.
-------------------------------------------
In der Brennkammer befindet sich das Gas mit der Temperatur T_0 und seiner Enthalpie I_0 unter dem Druck p_0. Wie Tom bereits sagte: wir sind im thermodynamischen Gleichgewicht!
Hat mit der verteilungsfunktion der Gasmoleküle zu tun. Es herrscht keine Vorzugsgeschwindigkeit innerhalb der Kammer vor sowie auch an deren unmittelbaren Ende. Damit ist:
v_x = 0 für x=0 x ist die Ausdehnungsrichtung der Kammer.
Betrachten wir aber den Gasstrom an einer beliebigen Stelle innherhalb der Düse so finden wir hier: v_x#0. Verbunden damit ist die Enthalpie von einem Mol Gas I(x)<I_0> Index.
Mit I_0=C_pT wird:
V_x^2=2/M C_p (T_0-T(x))
Voraussetzung adiabatisches Verhalten, dann gilt:
T_0^k * p_0^(1-k) = T(x)^k * p(x)^(1-k)
Mit k = C_p / C_0
Die Austrittsgeschwindigkeit wird:
V_x = sqrt ((2 k R T_0) /((k-1)M) * 1 – (p(x)/p_0)^((k-1)/k)) )
Wenn es denn jemandem gelänge eine Düse so genial zu bauen, dass selbige verlustfrei wäre, so wäre die Austrittsgeschwindigkeit: c_0 = c_infinity!!!
Mit
C_inifinit = sqrt( (2k)/(k-1) * (RT_0)/(M) )
Rechenbeispiel:
Kammertemperatur 2500K, Treibstoff molekularer Wasserstoff Dann wird
C_infinity = sqrt((2*1.4*8.317*1e7 erg * 2.3*e3 Grad) / (0.4 Mol Grad * 2 g/Mol)) = 8.5km/sec
Nehmen wir an wir hätten einen Inonenantrieb (habe ich schon mal gebaut, fliegt heute noch im TV Satelliten als Positionskorrekturtriebwerk) dann wird:
½ m_H2 c_v^2 = ½ * 2 * 1.67 e-24 g (1.2 e6 cm/sec)^2 = 2.4e-12 erg = 1.5 eV
Damit die Auströmgeschwindigkeit abgeschätzt werden kann, nehme ich die Energie
Z * e * U (Ladungszahl * Elementarspannung * Spannungsabfall zwischen den Beschleunigerplatten). Dann folgt:
C_e = sqrt (U* (2 z e) /m_1)
Mit U = 5KV Cäsiumatomen: m_i = 2.2e-22g z e = 1*1.6e-19 A sec ergint sich:
C_v = 85 km/sec
Jetzt habt ihr mal eine kleine Ahnung mit welchen Geschwindigkeiten wir es zu tun bekommen. Sie werden geringer sein, da ich Vernachlässigungen gemacht habe, aber um soviel geringer sind sie auch nicht.
Nächster Punkt: der Luftwiderstand
Startet die Rakete so wird der ausgestossene Gasschweif ersteinmal zusammengepresst und dann entspannt. Diese Entspannung folgt unmittelbar aus der Geschwindigkeit des Flugkörpers und der seitlich vorbeiströmenden Luft. Das Verhalten der Luft kann mit Hilfe des Hamiltonprinzips errechnet werden und es ergint sich deshalb eine Schwingung, die periodisch dichtere und weniger dichtere Gasbereiche hinter dem Flugkörper erzeugt. Das sieht man übrigens sehr shön bei hochfliegenden Düsenjets. Schaut Euch den Strahl an, der wird hinter dem Flugzeug erst dünner und expandiert und wird wieder dünner und expandiert ...
Ist eine genügende Höhe erreicht, so dass der Luftwiderstand merkbar nachlässt bis er vollends Null wird, so weitet sich der Gasstrahl mehr und mehr kugelförmig aus.
Noch ein Phänomen: Durch das extreme Beschallen in der Düse wird auch eine Schallmodulation des Düsenstrahls erzeugt. Das sind longitudinale Presszustände, die auch im Weltraum vorhanden sind. Deshalb, da das Gas ja Materie ist und auch kurz hinter der Rakete noch genügende Dichte hat. Einige mm jedoch nach Verlassen der Düse ist das Gas bereits (im Weltall) so ausgedünnt, dass eine Schallleitung extrem abnimmt.
Das austretende Gas wird die Rakete niemals überholen können. Begündung ist in der Erdatmosphäre, dass der Gasaustausch zwischen Luft und Gasstrahl so gut wie nicht stattfindet (Adiabate) und –das gilt innerhalb und ausserhalb der Lufthülle)- der Impuls des Gases dem Impuls der Rakete entgegengerichtet ist. Würde Gas die Rakete überholen müsste irgendein Prozess eine Impulsumkehr auslösen.
Diesen Prozess gibt es. Wendet ein Pilot die Schubumkehr beim Landen nach „touch down“ an, so wird der Gasstrahl mechanisch umgedreht, so dass er der Impulsrichtung des Fliegers entspricht. Die Gechwindigikeit des Gasstrahls ist um ein vielfaches hüher als die des Fliegers, der Flieger wird abgebremst, denn der Gasstrahl überholt den Flieger.
Netten Gruß
Wilfried
mit einem Raketentriebwerk verhält es sich wiefolgt:
Es wird, wie bereits richtig erklärt, thermische Energie -Verbrennung der Gase- umgewandelt in kinetische Energie -Schub. Dieser Umwandlungsprozess passiert innhalb einer Düse, welche eine konische Form hat. Auch bekannt als Laval Düse. Die Düse hat eine Querschnittsfläche an der Stelle, wo die Gase in die Düse eintreten. Nennen wir diese Fläche A. Dort herrscht der Druck p.
Die Austrittsfläche der Düse an einer Stelle x+dx wird einen Druck aufweisen von p+dp bei einer Fläche von A-dA=-(r-dr)^2pi. Der Einfachheit halber nehme ich an die Düse haben eine gerade Seitenwand, die mit der Mittellinie einen Winkel alpha bildet. Die in Richtung Düesenende wirkende Kraft kann dann einfacher angegeben werden.
Vorher müssen wir noch etwas denken:
:
Das im besagten Düsenabschnitt befindliche Gasvolumen setzt sich zusammen aus der Druckkraft am Eingang der Düse: p*A
und dem am Ausgang der Düse: -(p+dp)*(A-dA). Dann kommt noch die Reaktionskraftt der Düsenwand auf den mittleren GGasdruck p ß dp/2 dazu: sin(alpha)*(p+dp/2)*dA/sin(alpha)
Ich habe die Mantelfläche des konishcen Druckstücks mit pi*(r+r-dr)dr/sin(alpha) durch dA/sin(alpha) ausgedrückt und Terme zwieter Ordnung vernachlässigt.
Durch Summenbildung und Ausmultiplizieren und dabei wiederum Vernachlässigung der Terme 2. Ordnung, erhältst Du die Kraftkomponente in Achsenrichtung der Düse.
Das Gasvolumen ist:
Pi/3 dx*(r^2+(r-dr)r +(r-dr)^2) dieses kegelstumpfartigen Düsengebildes.
Bei besagter Vernachlässigung der Terme 2.Ordnung ergibt sich damit für die Masse des Gases: rho * A * dx
Die Beschleunigung der Gase durch diese Düse ist:
dv_x/dx. Dann gilt:
rho dx * A dv_x/dt=-A dp
Für den Durchlauf eines gewissen Gasvolumens kann auch dx=v_xdt eingesetzt werden. Dann wird daraus:
rho * v_x * dv_x = -dp
Dieses Ergebnis tätest Du auch mit der exakteren Niederschrift erreichen..ist nur etwas aufwendiger zum Rechnen:
p dv/dt = p partial V / partial t + pv NABLAv = -grad p
Für die stationäre Strömung kannst Du annehmen: partialv / partial t = 0 und grad p = partial p / partial x so kommst Du auf meine vereinfachte Darstellung.
Die Verbindung zu thermodynamischen Größen wird mittels des 1. Hauptsatzes erreicht:
dQ = dU + pdV
dQ ist die dem Gas zugeführte Wärmemenge, dU die Änderung seiner inneren Energie und pdV die geleistete mechanische Arbeit. In der Regel wird hier alles in MOL gerechnet!!
Die innere Energie kannst Du mit Hilfe der Enthalpie I ausdrücken:
I = U + pdV
und damit wird dQ:
dQ= dI - Vdp
Fordert man, was bei solchen Anlagen sinnvoll ist, dass die Stömung durch die Düse adiabatisch ist (keinerlei Wärmeaustausch mit der Umgebung) so ist dQ=0. Das heisst damit:
dI = V dp
und das wiederum hat zur Konsequenz dass
d(M v_x^2/2) = -V dp zu
1/2 M v_x^2 + I = constant mutiert.
M bezeichnet das Molvolumen.
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In der Brennkammer befindet sich das Gas mit der Temperatur T_0 und seiner Enthalpie I_0 unter dem Druck p_0. Wie Tom bereits sagte: wir sind im thermodynamischen Gleichgewicht!
Hat mit der verteilungsfunktion der Gasmoleküle zu tun. Es herrscht keine Vorzugsgeschwindigkeit innerhalb der Kammer vor sowie auch an deren unmittelbaren Ende. Damit ist:
v_x = 0 für x=0 x ist die Ausdehnungsrichtung der Kammer.
Betrachten wir aber den Gasstrom an einer beliebigen Stelle innherhalb der Düse so finden wir hier: v_x#0. Verbunden damit ist die Enthalpie von einem Mol Gas I(x)<I_0> Index.
Mit I_0=C_pT wird:
V_x^2=2/M C_p (T_0-T(x))
Voraussetzung adiabatisches Verhalten, dann gilt:
T_0^k * p_0^(1-k) = T(x)^k * p(x)^(1-k)
Mit k = C_p / C_0
Die Austrittsgeschwindigkeit wird:
V_x = sqrt ((2 k R T_0) /((k-1)M) * 1 – (p(x)/p_0)^((k-1)/k)) )
Wenn es denn jemandem gelänge eine Düse so genial zu bauen, dass selbige verlustfrei wäre, so wäre die Austrittsgeschwindigkeit: c_0 = c_infinity!!!
Mit
C_inifinit = sqrt( (2k)/(k-1) * (RT_0)/(M) )
Rechenbeispiel:
Kammertemperatur 2500K, Treibstoff molekularer Wasserstoff Dann wird
C_infinity = sqrt((2*1.4*8.317*1e7 erg * 2.3*e3 Grad) / (0.4 Mol Grad * 2 g/Mol)) = 8.5km/sec
Nehmen wir an wir hätten einen Inonenantrieb (habe ich schon mal gebaut, fliegt heute noch im TV Satelliten als Positionskorrekturtriebwerk) dann wird:
½ m_H2 c_v^2 = ½ * 2 * 1.67 e-24 g (1.2 e6 cm/sec)^2 = 2.4e-12 erg = 1.5 eV
Damit die Auströmgeschwindigkeit abgeschätzt werden kann, nehme ich die Energie
Z * e * U (Ladungszahl * Elementarspannung * Spannungsabfall zwischen den Beschleunigerplatten). Dann folgt:
C_e = sqrt (U* (2 z e) /m_1)
Mit U = 5KV Cäsiumatomen: m_i = 2.2e-22g z e = 1*1.6e-19 A sec ergint sich:
C_v = 85 km/sec
Jetzt habt ihr mal eine kleine Ahnung mit welchen Geschwindigkeiten wir es zu tun bekommen. Sie werden geringer sein, da ich Vernachlässigungen gemacht habe, aber um soviel geringer sind sie auch nicht.
Nächster Punkt: der Luftwiderstand
Startet die Rakete so wird der ausgestossene Gasschweif ersteinmal zusammengepresst und dann entspannt. Diese Entspannung folgt unmittelbar aus der Geschwindigkeit des Flugkörpers und der seitlich vorbeiströmenden Luft. Das Verhalten der Luft kann mit Hilfe des Hamiltonprinzips errechnet werden und es ergint sich deshalb eine Schwingung, die periodisch dichtere und weniger dichtere Gasbereiche hinter dem Flugkörper erzeugt. Das sieht man übrigens sehr shön bei hochfliegenden Düsenjets. Schaut Euch den Strahl an, der wird hinter dem Flugzeug erst dünner und expandiert und wird wieder dünner und expandiert ...
Ist eine genügende Höhe erreicht, so dass der Luftwiderstand merkbar nachlässt bis er vollends Null wird, so weitet sich der Gasstrahl mehr und mehr kugelförmig aus.
Noch ein Phänomen: Durch das extreme Beschallen in der Düse wird auch eine Schallmodulation des Düsenstrahls erzeugt. Das sind longitudinale Presszustände, die auch im Weltraum vorhanden sind. Deshalb, da das Gas ja Materie ist und auch kurz hinter der Rakete noch genügende Dichte hat. Einige mm jedoch nach Verlassen der Düse ist das Gas bereits (im Weltall) so ausgedünnt, dass eine Schallleitung extrem abnimmt.
Das austretende Gas wird die Rakete niemals überholen können. Begündung ist in der Erdatmosphäre, dass der Gasaustausch zwischen Luft und Gasstrahl so gut wie nicht stattfindet (Adiabate) und –das gilt innerhalb und ausserhalb der Lufthülle)- der Impuls des Gases dem Impuls der Rakete entgegengerichtet ist. Würde Gas die Rakete überholen müsste irgendein Prozess eine Impulsumkehr auslösen.
Diesen Prozess gibt es. Wendet ein Pilot die Schubumkehr beim Landen nach „touch down“ an, so wird der Gasstrahl mechanisch umgedreht, so dass er der Impulsrichtung des Fliegers entspricht. Die Gechwindigikeit des Gasstrahls ist um ein vielfaches hüher als die des Fliegers, der Flieger wird abgebremst, denn der Gasstrahl überholt den Flieger.
Netten Gruß
Wilfried
Die Symmetrie ist der entscheidende Ansatz Dinge zu verstehen:
-rot E - dB / (c dt) = (4 pi k ) / c
rot B - dE/ / (c dt) = (4 pi j ) / c
div B = 4 pi rho_m
div E = 4 pi rho_e
-rot E - dB / (c dt) = (4 pi k ) / c
rot B - dE/ / (c dt) = (4 pi j ) / c
div B = 4 pi rho_m
div E = 4 pi rho_e
-
Otz
Hey, das waren ja gut erkläreungen.
Ihr habt richtig vermutet, dass es sich um ein im Weltall befindlichen Triebwerk handeln soll. In einer Atmosphäre wäre sicherlich der Luftwiederstand größer, als jedlicher Nutzen.
Eure erklärungen sind recht gut, wenn auch die zweite sehr mathematisch, aber das muss ja so sein, wenn man da richtig durchblicken will. Also vielen Dank.
Ihr habt richtig vermutet, dass es sich um ein im Weltall befindlichen Triebwerk handeln soll. In einer Atmosphäre wäre sicherlich der Luftwiederstand größer, als jedlicher Nutzen.
Eure erklärungen sind recht gut, wenn auch die zweite sehr mathematisch, aber das muss ja so sein, wenn man da richtig durchblicken will. Also vielen Dank.