Rocket Equation API
Raketenantriebs-Mathematik als API, lokal und deterministisch berechnet. Der Delta-v-Endpunkt wendet die Tsiolkovsky-Raketengleichung an, Δv = ve·ln(m0/mf) mit der Ausströmgeschwindigkeit ve = Isp·g0, um die Geschwindigkeitsänderung zu liefern, die eine Stufe aus ihrer nassen (betankten) Masse, trockenen (ausgebrannten) Masse und spezifischem Impuls erzeugen kann – das Delta-v-Budget, das bestimmt, welche Manöver möglich sind. Der Massenverhältnis-Endpunkt kehrt die Gleichung um, um das Massenverhältnis m0/mf = exp(Δv/ve) und den Treibstoffmassenanteil zu liefern, der erforderlich ist, um ein Ziel-Delta-v zu erreichen, und, bei gegebener Trockenmasse, die nasse Masse und den benötigten Treibstoff – was die steile, exponentielle Tyrannei der Raketengleichung offenbart. Der Brenn-Endpunkt berechnet die Treibstoffmassenstromrate ṁ = Schub/ve, die Brenndauer und den Gesamtimpuls aus Schub und Treibstoffmasse sowie das Delta-v, wenn die nasse Masse gegeben ist. Massen sind in Kilogramm, spezifischer Impuls in Sekunden, Ausströmgeschwindigkeit und Delta-v in Metern pro Sekunde und Schub in Newton, mit der Standardgravitation g0 = 9,80665 m/s². Alles wird lokal und deterministisch berechnet, daher ist es sofort und privat. Ideal für Entwickler von Luft- und Raumfahrt-, Modellraketen-, Raumflugsimulations- und Orbitalmissions-Apps, Stufengrößen- und Trajektorienwerkzeugen sowie Physikunterricht. Reine lokale Berechnung – kein Schlüssel, kein Drittanbieterdienst, sofort. Live, nichts gespeichert. 3 Endpunkte. Dies ist Raketenantrieb; für Orbitalgeschwindigkeit und Fluchtgeschwindigkeit verwenden Sie eine Orbitalmechanik-API.
api.oanor.com/rocket-api
