Cheat sheet/nl

From Kerbal Space Program Wiki
Jump to: navigation, search

(Deze pagina wordt nog vertaald) Kerbal space program raketwetenschappers cheat sheet: Delta-v kaarten, formules en meer voor jou referentie, zodat je van hier naar daar en weer terug kan

Wiskunde

Kracht/Gewicht Ratio (TWR)

→ See also: Thrust-to-weight ratio

Dit is de tweede wet van Newton. Als de ratio kleiner dan 1 is, zal het voertuig niet van de grond komen. Je moet wel rekening houden met de zwaartekracht van de lanceerplaats en de manier van lanceren: een vliegtuig zal eerder van de grond komen, omdat vliegtuigen gebruik maken van horizontale snelheid. Ook zal een raket een hogere TWR hebben op bijvoorbeeld Minmus, omdat daar een lagere aantrekkingskracht aanwezig is.

{\text{TWR}}={\frac  {F_{T}}{m\cdot g}}>1
Where:
  • F_{T} Kracht van de motoren
  • m Totale massa van het object
  • g Lokale versnelling van de zwaartekracht (Oppervlaktezwaartekracht)

Gecombineerde specifieke stoot (Isp)

→ See also: Specific impulse

Als de Isp hetzelfde is voor alle motoren in een trap, dan is de Isp gelijk aan die van een motor van hetzelfde soort. Als de Isp verschillend is voor de motoren in een trap, gebruik je de volgende formule:

I_{{sp}}={\frac  {(F_{1}+F_{2}+\dots )}{{\frac  {F_{1}}{I_{{sp1}}}}+{\frac  {F_{2}}{I_{{sp2}}}}+\dots }}

Delta-v (Δv)

Basis berekening

→ See also: Tutorial:Advanced Rocket Design

Basic calculation of a rocket's Δv. Use the atmospheric and vacuum thrust values for atmospheric and vacuum Δv, respectively.

\Delta {v}=ln\left({\frac  {M_{{start}}}{M_{{end}}}}\right)\cdot I_{{sp}}\cdot 9.81{\frac  {m}{s^{2}}}
Where:
  • \Delta {v} Is de verandering van snelheid in m/s

Basis berekening voor een raket is de Δv. Gebruik de Atmosferische waarden voor in de Atmosfeer, en de vacuum waarden voor in de ruimte.

  • M_{{start}} Is de start massa van de raket M_{{end}}
  • M_{{end}} Is de massa van de raket zonder brandstof M_{{start}}
  • I_{{sp}} Is de specifieke stoot van de motoren in seconden.

Echte Δv van een stage die begint in de atmosfeer op het lanceerplatform en eindigt in de ruimte

Body Δvout
Kerbin 1000 m/s2
Geen verdere data bekend

Het berekenen van de Δv van een rakettrap kan een ander getal geven als de raket nog moet beginnen in de atmosfeer, bijvoorbeeld op het lanceerplatform. Δvout is the hoeveelheid Δv die nodig is om de atmosfeer van een hemellichaam te verlaten, NIET om een baan te bereiken. Deze formule is handig om uit te vinden of de hoeveelheid Δv in de Transition stage genoeg is om van de atmosfeer in de ruimte te komen.

\Delta {v}_{T}={\frac  {\Delta {v}_{{atm}}-\Delta {v}_{{out}}}{\Delta {v}_{{atm}}}}\cdot \Delta {v}_{{vac}}+\Delta {v}_{{out}}

Maps

Een fan made map die laat zien hoeveel Δv nodig is om naar een andere plek te gaan. Δv to all bodies in the Kerbol System

Total Δv values

Δv change values

Δv nomogram

Math examples

TWR

  • Copy template:
TWR = F / (m * g) > 1

Isp

  1. When Isp is the same for all engines in a stage, then the Isp is equal to a single engine. So six 200 Isp engines still yields only 200 Isp.
  2. When Isp is different for engines in a single stage, then use the following equation:
  • Equation:

I_{{sp}}={\frac  {(F_{1}+F_{2}+\dots )}{{\frac  {F_{1}}{I_{{sp1}}}}+{\frac  {F_{2}}{I_{{sp2}}}}+\dots }}

  • Simplified:
Isp = ( F1 + F2 + ... ) / ( ( F1 / Isp1 ) + ( F2 / Isp2 ) + ... )
  • Explained:
Isp = ( Force of Thrust of 1st Engine + Force of Thrust of 2nd Engine...and so on... ) / ( ( Force of Thrust of 1st Engine / Isp of 1st Engine ) + ( Force of Thrust of 2nd Engine / Isp of 2nd Engine ) + ...and so on... )
  • Example:
Two engines, one rated 200 newtons and 120 seconds Isp ; another engine rated 50 newtons and 200 seconds Isp.
Isp = (200 newtons + 50 newtons) / ( ( 200 newtons / 120 ) + ( 50 newtons / 200 ) = 130.89 seconds Isp

Δv

  1. For atmospheric Δv value, use atmospheric thrust values.
  2. For vacuum Δv value, use vacuum thrust values.
  3. Use this equation to figure out the Δv per stage:
  • Equation:

\Delta {v}=ln\left({\frac  {M_{{start}}}{M_{{dry}}}}\right)\cdot I_{{sp}}\cdot 9.81{\frac  {m}{s^{2}}}

  • Simplified:
Δv = ln ( Mstart / Mdry ) * Isp * g
  • Explained:
Δv = ln ( Starting Mass / Dry Mass ) X Isp X 9.81
  • Example:
Single Stage Rocket that weighs 23 tons when full, 15 tons when fuel is emptied, and engine that outputs 120 seconds Isp.
Δv = ln ( 23 Tons / 15 Tons ) × 120 seconds Isp × 9.81m/s = Total Δv of 1803.2 m/s2

True Δv

  1. How to calculate the Δv of a rocket stage that transitions from Kerbin atmosphere to vacuum.
  2. Assumption: It takes approximately 1000 m/s2 of Δv to escape Kerbin's atmosphere before vacuum Δv values take over for the stage powering the transition.
  3. Note: This equation is an guess, approximation, and is not 100% accurate. Per forum user stupid_chris who came up with the equation: "The results will vary a bit depending on your TWR and such, but it should usually be pretty darn accurate."
  • Equation for Kerbin Atmospheric Escape:

\Delta {v}_{T}={\frac  {\Delta {v}_{{atm}}-\Delta {v}_{{out}}{\frac  {m}{s^{2}}}}{\Delta {v}_{{atm}}}}\cdot \Delta {v}_{{vac}}+\Delta {v}_{{out}}{\frac  {m}{s^{2}}}

  • Simplified:
True Δv = ( ( Δv atm - 1000 ) / Δv atm ) * Δv vac + 1000
  • Explained:
True Δv = ( ( Total Δv in atmosphere - 1000 m/s2) / Total Δv in atmosphere ) X Total Δv in vacuum + 1000
  • Example:
Single Stage with total atmospheric Δv of 5000 m/s2, and rated 6000 Δv in vacuum.
Transitional Δv = ( ( 5000 Δv atm - 1000 Δv Required to escape Kerbin atmosphere ) / 5000 Δv atm ) X 6000 Δv vac + 1000 Δv Required to escape Kerbin atmosphere = Total Δv of 5800 m/s2

See also