Обращаюсь к помощи и милости участников форума НК.
Прошу третейского суда.
Я знаю что некоторые из участников форума обладают своим набором расчётных утилит для определения масс и харрактеристик выводимых полезных нагрузок ракетными системами. При этом довольно точными.
Прошу Вас учтиво и с надеждой на третейский суд.
Сделайте близкий к реальности расчёт ПН следующей ракетной системы:
Ракета сбрасывается на высоте 10000 м. и запускается при горизонтальной скорости в 0 м/с и вертикальной скорости -10м/с
Мтопл 1 ст =20000 кг Мконстр 1 ст=2000 кг Тяга 1 ст=47500кг.с
( топливные остатки стандартные ) Импулс=250 сек.
Мтопл 2 ст =10000 кг Мконстр 2 ст=1000 кг Тяга 2 ст=16000кг.с
( топливные остатки стандартные ) Импульс =290 сек
Мтопл 3 ст =3000 кг Мконстр 3 ст=300 кг Тяга 3 ст=4000кг.с
( топливные остатки и гарантийные остатки топлива стандартные ) Импульс= 300 сек
Приблизительная масса Головного обтекателя 200 кг
( масса ГО точно не определена предположительно может быть в промежутке от 100 до 200)
Основной расчётный диаметр системы 2000 мм ( возможен вариант 2600 мм)
Мои приблизительные расчёты показывают Мпн на опорную орбиту 200 км наклонение 51 гр. в размере 750 кг.
Мои оппоненты утверждают не более 237 кг.
Учитываются в расчёте максимально доступное к расчёту количество воздействий ( неравномерности атмосферы, ошибки управления, нелинейность траектории и т.д. ).
Особое внимание обращается на скоростной напор при разделении первой и второй ступени.
Прошу Вашего независимого третейского суда.
:oops:
ЦитироватьМтопл 1 ст =20000 кг Мконстр 1 ст=2000 кг Тяга 1ст=47500кг.с
( топливные остатки стандартные ) Импулс=250 сек.
Мтопл 1 ст =10000 кг Мконстр 1 ст=1000 кг Тяга 1ст=16000кг.с
( топливные остатки стандартные ) Импульс =290 сек
Мтопл 1 ст =3000 кг Мконстр 1 ст=300 кг Тяга 1ст=4000кг.с
( топливные остатки и гарантийные остатки топлива стандартные ) Импульс= 300 сек
Приблизительная масса Головного обтекателя 200 кг
( масса ГО точно не определена предположительно может быть в промежутке от 100 до 200)
Вы имели ввиду, что ракета трёхступенчатая? И Вы привели данные по этим трём ступеням?
Опечатка исправлена.
Ракета трех ступенчатая.
У меня вышло 400 кг. правда при грубой прикидке.
А почему такой низкий УИ первой ступени на высоте 10000 м?
Большое спасибо за потраченное время, но нужен именно точный расчёт (с декларированием величин гарантийных остатков топлива) для квалифицированного третейского суда.
Малый импульс - Таковы исходные данные - особенности конструкции - простота и технологичность двигателя при низкой удельной цене за кг. тяги - 13 долларов США за кг.с. высотной тяги.
Технократ, очень рекомендую, освойте вот эту утилиту - http://www.geocities.com/levinkirill/LaunchModel/ . Получите массу удовольствия и вполне разумные расчёты.
А можно уточнить на счёт символа перед скоростью. Если - (МИНУС) 10 м/с, это предположительно, спуск на парашутах. Если - (ТИРЕ) 10 м/с, то по сравнению со скоростью самолёта маловато (допустим разделение в вертикальном положении).
это (-10) отрицательная скорость падения.
Суть третейского суда - полный независимый расчет. То есть я, как заинтересованное лицо не должен касаться расчётов третейских судей.
Я должен буду принять расчеты судей основываясь на доверии к участникам форума ( как к присяжным на суде с присяжными).
За совет avmich спасибо. Но мое мнение - ОКБ должно само писать программы расчета - опираясь на правила обеспечения надежности и достоверности. Что не исключает и использования сторонних алгоритмов для повышения достоверности и уменьшения риска случайной ошибки.
А я, как лицо заинтересованное, дополнительно прошу посчитать для варианта - скорость самолёта ПЛЮС 10 м/c (на дополнительном ускорении). Самолёт ведь в может манёвр на вертикаль сделать. Сам, боюсь долго вникать буду, да и смысла нет.
У меня получилось:
1)Если принять, что для каждой ступени Технократом приведены рабочие запасы топлива и конечные массы блоков (с остатками), то масса ПГ составит примерно 720 кг.
2)Если надо добавлять остатки топлива и газов (1,5% на 1 и 2 ступенях и 2% на 3-й ступени), то масса ПГ составит 600 кг.
Надо бы уточнить, 250 с - это УИ 1-й ступени у Земли или в вакууме? Я принимал, что у Земли (вакуумный УИ брал 275 с).
К сожалению учесть скорость падения ракеты в спредшите ratman'a мне не удалось. :(
При невыработанных остатках топлива в 3% ПН=405 кг.
При 2% ПН=460 кг. При 1% ПН=522 кг.
УИ первой ступени в вакууме 250с.
ЦитироватьК сожалению учесть скорость падения ракеты в спредшите ratman'a мне не удалось. :(
При невыработанных остатках топлива в 3% ПН=405 кг.
При 2% ПН=460 кг. При 1% ПН=522 кг.
УИ первой ступени в вакууме 250с.
У меня при "-10 м/с" спредшит начинает глючить :D
Salo, а Вы учли, что ракета стартует с высоты 10 км?
А як жеж! Всенепременно. Вот поэтому у меня сомнения насчёт УИ 275с в вакууме. На высоте 10 км УИ уже практически вакуумный.
ЦитироватьА як жеж! Всенепременно. Вот поэтому у меня сомнения насчёт УИ 275с в вакууме. На высоте 10 км УИ уже практически вакуумный.
Если принять вакуумный УИ=250 с, то получается 540 кг :D
Я остатки топлива вычитал.
У меня с Вашими остатками (1,5%; 1,5%; 2%) получилось 490 кг.
А какая программа по тангажу?
У меня проблема с аэродинамическими коэффициентами. :(
ЦитироватьЦитироватьА як жеж! Всенепременно. Вот поэтому у меня сомнения насчёт УИ 275с в вакууме. На высоте 10 км УИ уже практически вакуумный.
Если принять вакуумный УИ=250 с, то получается 540 кг :D
А если считать, что тяга 1-й ступени 47,5 тс указана для пустоты, то масса ПГ снижается до примерно 500 кг.
ЦитироватьЯ остатки топлива вычитал.
У меня с Вашими остатками (1,5%; 1,5%; 2%) получилось 490 кг.
А какая программа по тангажу?
У меня проблема с аэродинамическими коэффициентами. :(
Да, обычная программа:
+ AOA + Linear
tatm 120
Da 0,57
q(ti) 51,45 -6,785070362
У меня если добавлять остатки топлива выходит 496 кг.
ЦитироватьУ меня если добавлять остатки топлива выходит 496 кг.
У меня - 497 кг. В общем, неплохо бы, если бы Технократ уточнил исходные данные.
А не слишком ли высокое совершенство у такой маленькой третьей ступени?
Большое СПАСИБО за участие!
Удельный импульс 250с на высоте 10 км
Пустотный импульс чуть больше 255-257с, более точно не посчитать, так как нужно учитывать эффект центрального тела.
Остатки топлива в массу конструкции не входят! ( по их размеру как раз и возник одина из точек непонимания)
Особенно когда оппоненты определили величину гарантийного остатка топлива на 3 ступени в 150 кг.
Также важно уточнить величину скоростного напора при разделении 1 и 2 ступеней.
высокое совершенство третьей ступени - у второй ступени космос-2
примерно такое-же.
У меня причины высокого совершенство - простота и функциональность двигателя и СУ. Честно говоря я имею надежды ещё более увеличить массовое качество ступеней.
Судя по величине уд. импульсов можно предположить, что это система для орбитальных туристов или мелких ПН:
1 ст. - гибридный двигатель (N2O/HTPB);
2, 3 ст - РДТТ.
Удельные импульсы - вакуумные.
Это у РДТТ УИ 290-300с? :roll:
ЦитироватьУдельный импульс 250с на высоте 10 км
Пустотный импульс чуть больше 255-257с, более точно не посчитать, так как нужно учитывать эффект центрального тела.
Остатки топлива в массу конструкции не входят! ( по их размеру как раз и возник одина из точек непонимания)
А входят ли они в массу топлива? Или их нужно добавлять?
ЦитироватьОсобенно когда оппоненты определили величину гарантийного остатка топлива на 3 ступени в 150 кг.
5% это слишком много.
ЦитироватьТакже важно уточнить величину скоростного напора при разделении 1 и 2 ступеней.
3000-3500 Па. Если уточните по топливу можно будет сказать точнее.
ЦитироватьЭто у РДТТ УИ 290-300с? :roll:
У РБ IUS УИ:
первая смтупень 295,5 с, вторая с насадком 303,5 с, вторая без насадка 289,1 с.
У американцев верю. У нас точно будет меньше.
У Технократа двигатель наверняка жидкостный.
Искровцы клялись и божились, что сделают РДТТ с УИ 301 с для АКБ на "Днепр" один из моих знакомых из НПОМАШ их высмеивал за это, мол, такой движок не требует вообще никаких АКБ, с ним можно смело выходить на международный рынок и получать прибыль просто за счёт продажи Локхиду и Боингу :)
Но 295 с достигнуто и на "Искре". Правда, не знаю, для движка какой размерности и какого конструктивного совершенства.
Я думаю и 295с уже здорово.
Остатки входят в массу топлива.
Скоростной напор при разделении 1 и 2 ступени был рассчитан оппонентами как 900 кг/кв.м, что было принято как недопустимое условие.
3500Па это 3,5 кПа это где-то 350 кгс/кв м, где-то ошибка!
Расчёт ведётся по формуле:
скоростной напор=1,29*EXP(-0,141*H/1000)*V^2/2
где H- высота, V -скорость, 1,29кг/м3- плотность воздуха на уровне моря.
В момент разделения ступеней высота 36138 м и скорость 853 м/с.
ЦитироватьОстатки входят в массу топлива.
Скоростной напор при разделении 1 и 2 ступени был рассчитан оппонентами как 900 кг/кв.м, что было принято как недопустимое условие.
3500Па это 3,5 кПа это где-то 350 кгс/кв м, где-то ошибка!
Скоростной напор при разделении получается менее 500 кгс/кв м - для РН тандемной компоновки вполне нормально. Можно и немного снизить, увеличив крутизну траектории без особых потерь в массе ПГ.
Цитировать...Прошу Вашего независимого третейского суда.
Откликаясь на просьбу и учитывая праздничные возможности наличия свободного времени, используя исходные данные и стараясь руководствоваться здравым смыслом при определении недостающих характеристик, при расчёте по собственным методикам, мной получены следующие результаты:
1) Величина ПН - 474 кг.
2) Скоростной напор: максимальный - 700 кгс/м2; при разделении 1 и 2 ступеней - 165 кгс/м2.
У меня после уточнения параметров вышло 478 кг, максимальный скоростной напор 550 кгс|м2, а в момент разделения первой и второй ступеней 300 кгс/м2.
Повторно прошу приблизительно посчитать ПН при тех же условиях но скорости +200 м/с. Если не то ляпнул в постах, прошу извинить, это от долгих попыток доказать "что не крокодил".
Ещё сомнительно что транспортник фигуру "кобра" сделает. Если не развалится, потом "плоский штопор" поймать может. Хотя на обложке сайта "Воздушный старт" "Руслан" почти вертикально к стратосфере тянется.
Судя по массе ракетки, технократ и Ко. Ил 76 дискутируют.
Слабо себе представляю вертикальную скорость такой величины у транспортного самолёта. :roll:
628 кг.
Мала полезная нагрузка, в боевом варианте получается только одна хорошая голова.
Спасибо. На треть всё же больше, чем через хвост, если авиаторы подтвердят реальность такого манёвра и вертикальной скорости.
ЦитироватьСпасибо. На треть всё же больше, чем через хвост, если авиаторы подтвердят реальность такого манёвра и вертикальной скорости.
Прикинул восходящий маневр с выходом на угол наклона траектории в 90 градусов. Расчет чисто теоретический
для постоянной нормальной перегрузкой - 1,2 и продольной 0,1. Начальная скорость 280 м/с
Время выполнения маневра - 1,5 минуты;
Конечная скорость - 25 м/с;
Приращение высота полета - 6,4 км.
Реально, маневр не будет закончен вовсе, поскольку с уменьшением скоростного напора с падением скорости полета будет падать нормальная перегрузка, оставаться постоянной просто не получится как было принято при расчете.
Мне, если честно, не понятно с чего бросать ракету собираются. Может с дирижабля?
Не надо так гасить скорость, просто перевести вектор из горизонтального в вертикальный. А ракету (с зубчатыми рельсами по бокам) предлагается не бросать, а вытолкать вперёд электропневмостартерами (с ускорением безопасным для самолёта).
http://inventions.at.ua/publ/1-1-0-9
ЦитироватьЦитировать...Прошу Вашего независимого третейского суда.
Откликаясь на просьбу и учитывая праздничные возможности наличия свободного времени, используя исходные данные и стараясь руководствоваться здравым смыслом при определении недостающих характеристик, при расчёте по собственным методикам, мной получены следующие результаты:
1) Величина ПН - 474 кг.
2) Скоростной напор: максимальный - 700 кгс/м2; при разделении 1 и 2 ступеней - 165 кгс/м2.
Поправка:
1) Величина ПН- 450 кг.
2) Скоростной напор: максимальный - 715 кгс/м2; при разделениии 1 и 2 ступеней - 150 кгс/м2.
ЦитироватьРакета сбрасывается на высоте 10000 м. и запускается при горизонтальной скорости в 0 м/с и вертикальной скорости -10м/с
А что это за носитель? С чего бросать будете? :?
ЦитироватьЦитироватьРакета сбрасывается на высоте 10000 м. и запускается при горизонтальной скорости в 0 м/с и вертикальной скорости -10м/с
А что это за носитель? С чего бросать будете? :?
Иначе как с аэростата такое не сделать, ИМХО. Только я бы кидал все ж таки с 35-40 км. По цене не на много больше выйдет :)
От проекта отказались в связи с высокой удельной стоимостью, и не высокими параметрами выведения, низкой надежностью и т.д. и т.п.
Расчеты участников форума стали завершающим аккордом в короткой судьбе данного проекта.
За что им моё большое СПАСИБО.
Лучше придушить сразу пока не родился - чтобы не мучился.
ЦитироватьОт проекта отказались в связи с высокой удельной стоимостью, и не высокими параметрами выведения, низкой надежностью и т.д. и т.п.
Расчеты участников форума стали завершающим аккордом в короткой судьбе данного проекта.
За что им моё большое СПАСИБО.
Лучше придушить сразу пока не родился - чтобы не мучился.
И все-таки с чего бросали?
ЦитироватьЦитироватьОт проекта отказались в связи с высокой удельной стоимостью, и не высокими параметрами выведения, низкой надежностью и т.д. и т.п.
Расчеты участников форума стали завершающим аккордом в короткой судьбе данного проекта.
За что им моё большое СПАСИБО.
Лучше придушить сразу пока не родился - чтобы не мучился.
И все-таки с чего бросали?
С аэростата, надо думать. Судя по начальным параметрам движения.
ЦитироватьС аэростата, надо думать. Судя по начальным параметрам движения.
Похоже, но все может быть. В "Воздушном старте" тоже вроде как в почти в вертикальном падении ракетный двигатель запускается.
Я, кстати, слышал, что дирижбаблями для космоса где-то у нас в стране усиленно занялись. Правда не пойму зачем, а так ничего, пусть себе занимаются :) Может из этого что-нибудь и выйдет
Как малая ракета, расчитанная на вывод более мелкой ПН, в дополнение к ракете "Полет" в проекте ВС
ЦитироватьПовторно прошу приблизительно посчитать ПН при тех же условиях но скорости +200 м/с. Если не то ляпнул в постах, прошу извинить, это от долгих попыток доказать "что не крокодил".
Ещё сомнительно что транспортник фигуру "кобра" сделает. Если не развалится, потом "плоский штопор" поймать может. Хотя на обложке сайта "Воздушный старт" "Руслан" почти вертикально к стратосфере тянется.
Судя по массе ракетки, технократ и Ко. Ил 76 дискутируют.
При горизонтальном воздушном старте рассматриваемой РН со скоростью 200 м/с на высоте 9900 м, получаются следующие характеристики:
1) Величина ПН - 700 кг;
2) Скоростной напор: максимальный - 5270 кгс/м2; при разделении 1 и 2 ступеней - 370 кгс/м2.
Траектория - оптимальная по величине ПН.
Пока ракета не удалится, к ней конечно ни спиной ни пузом поворачиваться нельзя. При выталкивании самолёт ещё и притормозится. Против "плоского штопора" есть ведь нормы минимальной скорости. Если б на меньших моделях отработать. Прошу ещё посчитать старт под 45 град и скорости, по +100 м/c вертикальная и горизонтальная.
Цитировать...Прошу ещё посчитать старт под 45 град и скорости, по +100 м/c вертикальная и горизонтальная.
По моему мнению, эксплуатируемые самолёты такой старт не обеспечивают. Необоснованные случаи считать не интересно и бессмысленно.
ЦитироватьЦитировать...Прошу ещё посчитать старт под 45 град и скорости, по +100 м/c вертикальная и горизонтальная.
По моему мнению, эксплуатируемые самолёты такой старт не обеспечивают. Необоснованные случаи считать не интересно и бессмысленно.
А кто-то говорит о существующих самолетах? Я думал что разговор отстронен от носителя (дабы не не будоражить ярых противников АКС :D ). А так ничто особенно не противит созданию самолета способного выполнять такие маневры на такой высоте и с такими скоростями. Задать в требованиях к самолету это условие при обосновании облика и всего делов. Получится птичка с меньшей удельной нагрузкой на крыло и с большей тяговооруженностью. :?
ЦитироватьЦитироватьЦитировать...Прошу ещё посчитать старт под 45 град и скорости, по +100 м/c вертикальная и горизонтальная.
По моему мнению, эксплуатируемые самолёты такой старт не обеспечивают. Необоснованные случаи считать не интересно и бессмысленно.
А кто-то говорит о существующих самолетах? Я думал что разговор отстронен от носителя (дабы не не будоражить ярых противников АКС :D ). А так ничто особенно не противит созданию самолета способного выполнять такие маневры на такой высоте и с такими скоростями. Задать в требованиях к самолету это условие при обосновании облика и всего делов. Получится птичка с меньшей удельной нагрузкой на крыло и с большей тяговооруженностью. :?
Выбор параметров и обоснование практической необходимости создания такого самолёта-носителя - отдельная задача.
Тупо считать весь спектр траекторий - никакого здоровья не хватит. :)
Конечно там всё сложнее, это чтоб приблизиться к оптимуму. За тот вариант спасибо. Кстати от КБЮ и КБ Антонова с 2004 года никаких приветов (я сразу выслал описание, впрочем как и на www.futurerussia). Конечно согласно постановления кабмина Украины №516 от 29.07.1994 (СП Укр 1994. №11. Ст. 273) они и без разрешения патентовладельца могут пользоваться (решение о выдаче патента уже получил, сам будет на днях). А вот если россиянам "чистый" надо - непротив совместно оформить. Пока "люди в чёрном" не забрали :D . Богатая фантазия рисует, как в фильме с Джеки Чаном, ну когда китайцы ракетные секреты вывозили - из под снега автоматчики в масхалатах, а сверху вертолёт жовтоблакытный "мiлiцiя". Шутка.
ЦитироватьВыбор параметров и обоснование практической необходимости создания такого самолёта-носителя - отдельная задача.
Об обосновании речи нету. Я говорю о реализуемости создания подобных траекторных параметров самолетом-носителем.
ЦитироватьТупо считать весь спектр траекторий - никакого здоровья не хватит. :)
А как насчет график построить зависимости величины ПН от различных скоростей и углов наклона траектории?
Вы наверно собираетесь вручную траектории считать, но зачем? Есть ведь ЭВМ. А для создания необходимого ПО есть набор методов расчета оптимальных траекторий полета. ЭВМ пусть себе считает на удовольствие, а вы только результаты получайте на здоровье! :D
ЦитироватьА как насчет график построить зависимости величины ПН от различных скоростей и углов наклона траектории?
Вы наверно собираетесь вручную траектории считать, но зачем? Есть ведь ЭВМ. А для создания необходимого ПО есть набор методов расчета оптимальных траекторий полета. ЭВМ пусть себе считает на удовольствие, а вы только результаты получайте на здоровье! :D
Что-то мне таких графиков не попадалось, несмотря на обилие ПК и инженеров-романтиков. :)
Наверное не всё так просто, как кажется. :roll:
То ПО которое я использую - полностью "самодельное" (не Ёксель), расчёты весьма трудоёмки и почти всегда требуют индивидуального подхода, автоматизация и близко не просматривается.
Идею вышеуказанного фильма спёрли и сделали "Такси 3". Название может кто подскажет, тоже ведь космоса касается.
Новости сообщили, министр обороны Украины (бывший глава госимущества) Ехануров полетел в Китай, может там спонсоры АКС найдутся. Интересно, на обратном пути, на родину, в Бурятию залетит?