Amerykański Instytut Naftowy w swojej normie 521 określa limity narażenia personelu na promieniowanie cieplne z pochodni. Ponieważ węglowodory i wodór są powszechnie spalane, a także powszechnie używane jako paliwo rakietowe, dane są istotne. Ta publikacja jest używana w przemyśle naftowym na całym świecie (i dlatego jest w znacznie szerszym zastosowaniu niż cokolwiek wyprodukowanego przez jakąkolwiek agencję kosmiczną).

Oto ograniczenia z wydania z 1997 roku (nieco łatwiejsze do interpretacji tego pytania niż ostatnie wydanie.) Liczby nieparzyste są wynikiem konwersji z okrągłych liczb $ \ frac {BTU} {hft ^ 2} $ . Dla porównania, promieniowanie słoneczne wynosi około 1 $ \ frac {kW} {m ^ 2} $ .

9,45 $ \ frac {kW} {m ^ 2} $ - Ekspozycja musi być ograniczona do kilku (około sześciu) sekund, wystarczy tylko do ucieczki. Może uważać, że wieża lub konstrukcja zapewnia pewien stopień ochrony.

6.31 $ \ frac {kW} {m ^ 2} $ - Trwałe akcje ratunkowe do 1 minuty bez osłony, ale z odpowiednią odzieżą.

4,73 $ \ frac {kW} {m ^ 2} $ - Akcje ratunkowe trwające do kilka minut bez osłony, ale w odpowiednim ubraniu.

1,58 $ \ frac {kW} {m ^ 2} $ - Personel w odpowiednim ubraniu może być stale eksponowane

Najnowsza edycja skraca czasy z 4,73 i 6,31 odpowiednio do 2-3 minut i 30 sekund, co raczej nieprzydatne z punktu widzenia tego pytania, nie określa żadnego czasu dla 9,45 kW / m2.

Weźmy przykład z popularnym silnikiem. Według Wikipedii silnik SpaceX Merlin 1-C ma ciąg 420000 N i prędkość dyszy 2600 $ \ m / s $ na poziomie morza, co oznacza paliwo zużycie 420000/2600 $ = 161 \ kg / s $ , z czego około dwie trzecie (wagowo) to tlen. Reszta (powiedzmy 50 \ kg / s $ ) to nafta. Dolna wartość opałowa (tj. Nie biorąc pod uwagę ciepła odzyskiwalnego przez kondensację wody powstałej podczas spalania) nafty wynosi około 43 $ \ MJ / kg $ , więc moc merlina 1- C wynosi około 43 $ \ times 50 = 2150 \ MW $ lub 2150000 kW.

Załóżmy, że chcemy na 6,31 $ \ \ frac {kW} {m ^ 2} $ odległość i załóżmy (zgodnie ze standardem API 521), że promieniowanie źródła spalania jest identyczne we wszystkich kierunkach. Aby obliczenia były proste, założymy (na razie), że emisyjność źródła spalania wynosi 1: to znaczy promieniowanie doskonałe.

Teraz musimy obliczyć promień kuli taki, że 6,31 $ \ \ frac {kW} {m ^ 2} $ promieniowania będzie doświadczane ze źródła punktowego o mocy 2150000 kW. Taka kula będzie miała powierzchnię 2150000 $ / 6,31 = 340729 \ m ^ 2 $ . Ponieważ obszar kuli wynosi $ 4 * \ pi * r ^ 2 $ , daje to odległość 165 m.

Jeszcze dwa rzeczy do rozważenia: Po pierwsze, rakieta nośna Falcon 9 ma 9 silników, a nie jeden. aby to uwzględnić, musimy pomnożyć przez $ \ sqrt {9} = 3 $ , więc musimy mieć 165 USD \ times 3 = 495 m $ odległość. (powiedzmy 500m.)

Po drugie, emisyjność może być nieco mniejsza niż 1 (wartości dla spalania z tlenem są trudne do uzyskania), ale ze względu na prawo kwadratowe nie będzie to miało większego znaczenia. Nieprzezroczysty dym może mieć duży wpływ na emisyjność, ale większość rakiet pali się czysto, gdy znajdą się poza wyrzutnią. Niska wartość dla bezdymnego pochodni spalającego ciężki węglowodór to 0,25 (1/4), więc jeśli ma to zastosowanie do rakiety, odległość zmniejszyłaby się o połowę do 250 mln USD. $ Span >

Sądzę, że przeżyłbyś, będąc świadkiem wystrzelenia Falcona 9 z maksymalnym promieniowaniem 6,31 kW / m2, chociaż całkiem możliwe, że ze znacznymi oparzeniami. Minęło dość krótki czas, zanim rakieta daleko oderwała się od ziemi, ale byłoby gorąco i niewygodne (bolesne) z promieniowaniem słonecznym 6,31 razy większym niż Twoja twarz. Nie zdziwiłbym się, gdybyś się odwrócił i uciekł.

Większość paliwa nie jest tak toksyczna. Być może najgorsze spaliny pochodziłyby ze stałych dopalaczy rakietowych promów kosmicznych, które wytwarzały tlenek glinu w postaci drobnego białego proszku, który byłby bardzo szkodliwy dla płuc. Jestem prawie pewien, że promieniowanie cieplne nadal byłoby czynnikiem ograniczającym.

EDYCJA 1 : Wyrzutnia Sojuz ma pięć (poczwórnych dysz) silników o ciągu 813 kiloniutonów i 2,4 prędkość km / s, co daje całkowite zużycie paliwa 1694 kg / s. To nieznacznie więcej niż 9x160 = 1440kg / s używanego przez Falcona 9. Dlatego stwierdzenie w komentarzach, że start można obserwować z 400 m, jest zaskakujące, chociaż nie koliduje z emisyjnością 0,25. Emisyjność jest czymś nieznanym, a chmura odłamków i pary na platformie startowej chroniłyby obserwatora przed promieniowaniem cieplnym, dopóki rakieta nie osiągnie pewnej wysokości. Do premiery jest jeszcze bliżej niż chciałbym być.

EDYCJA 2 Otrzymuję komentarze, że moje obliczenia termiczne są zawyżone. Sprawdziłem całkowite uwolnienie energii i przynajmniej to jest poprawne. Zobaczmy więc, co może być nie tak:

1. Sferyczny model promieniowania jest nadmiernym uproszczeniem. W rzeczywistości większość promieniowania będzie skierowana w dół, więc w rzeczywistości zwiększyłoby to energię cieplną odczuwaną przez obserwatora na ziemi.

2.Nie osobno brałem pod uwagę energii przekształconej w siłę ciągu. Wikipedia podaje około 60% wydajności, pozostawiając 40% energii przeznaczonej do emisji. Sprawdziłem to na podstawie własnych obliczeń rozszerzalności:

Ciśnienie w komorze 6,77 MPa (Merlin) 5,85 MPa (Sojuz): dla wygody rozważ 60 Am (około 6 MPa)

Specyficzny współczynnik ciepła: Oba CO2 i H2O wynoszą około 1,3.

Ciepło nie przeliczone na ciąg = T2 / T1 = 60 ^ ((1-1,3) / 1,3) = 0,389

Jest to zaskakująco bliskie Wikipedii wartość efektywności.

Biorąc pod uwagę ogólną niepewność wartości emisyjności, nie uważam, aby współczynnik 40% był szczególnie istotny.

3. Po namyśle okazało się, że być może najważniejszą różnicą między flarą (którą jako inżynier spalania w przemyśle naftowym znam bardzo dobrze) a silnikiem rakietowym (z którym jestem co prawda mniej zaznajomiony) jest znacznie większa turbulencja z otaczającym powietrzem. Może to prowadzić do znacznie większego mieszania, a w konsekwencji niższej emisyjności.

Niechętnie robię kolejne przypuszczenia co do emisyjności, ale gdyby była tak niska jak 1/25 (to tylko 4% wydzielanego ciepła konwertowane na promieniowanie cieplne!) moje oszacowanie minimalnej nie powodującej śmierci odległości od Falcona 9 wyniosłoby 500 $ / \ sqrt {25} = 100m $ (w jakiej odległości twój słuch zostałby poważnie uszkodzony.)

Warto zauważyć, że nie różni się on zbytnio od promienia chmury pyłu i pary, która tworzy się na wyrzutni. Ta chmura szczątków musi być dość gorąca (całe to ciepło, które nie jest wypromieniowywane, musi gdzieś iść), więc myślę, że ryzyko zabicia przez latające odłamki jest nieistotne, ponieważ ciepło i tak by cię dopadło.

Pamiętaj, że silnik rakietowy to po prostu kontrolowana eksplozja. Eksplozja jest skierowana w ziemię, więc większość ciepła / płomieni / spalin nie dotrze do ciebie, chyba że będziesz bardzo blisko. Łatwo byłoby po prostu stanąć po stronie przeciwnej do kierunku, w którym był skierowany podczas startu.

Jednak poza systemem tłumiącym składającym się z rowów i / lub wody nic nie ochroni Cię przed > dźwięk .

Dźwięki to po prostu fale ciśnienia przemieszczające się w powietrzu. Dźwięk startującego wahadłowca wynosił 215 db. Saturn V miał 220 dB i był w stanie topić beton za pomocą samego dźwięku. Dla porównania bomby atomowe, które zrzucili na Japonię, miały 248 db. Badania pokazują, że dźwięk 210 db spowoduje uszkodzenie narządów wewnętrznych, prawdopodobnie skutkując śmiercią z powodu wewnętrznego krwawienia. Jak blisko musielibyście być od Saturna V, żeby uderzyć z 210 db? Prawdopodobnie kilkaset stóp, co wyprowadziłoby Cię poza większość dymu i ciepła, zwłaszcza gdybyś stał we właściwym miejscu.

Głosuję więc, że dźwięk zabija cię pierwszy.

Ref: http://www.makeitlouder.com/Decibel%20Level%20Chart.txt

To blisko .....

http://www.parabolicarc.com/2017/04/12/close-video-chinese-rocket-launch/

To dość szalone, upał musiał być ogromny.

Byłoby inaczej dla każdego typu rakiety. Im mocniejsza rakieta, tym większa bezpieczna odległość dystansu. Rakieta taka jak Saturn V wymagałaby większego dystansu niż rakieta protonowa.

Zależałoby to również od tego, jakie struktury kierujące spalinami istnieją pod rakietą w momencie startu i gdzie dana osoba chciałaby być w relacji do tego. Odstęp prostopadły do ​​otworów wentylacyjnych byłby mniejszy niż odległość odstępu na drodze wydechu od otworów wentylacyjnych.