ЦитатаПочему в первые несколько секунд после старта РН движется вниз на 20 м до 180, при этом успевает набрать в горизонтальном направлении скорость больше 250 м/с?Судя по всему, потому что ракета наклонена. Включите ограничение на вертикальный уход со старта.
ЦитатаДругой вопрос напрямую с LaunchModel не связан, просто давно интересовало: РН в полете вращается вокруг продольной осиКак правило нет.
ЦитатаРаздел Restrictions, в самом низу слева, прямо над графиками. Поставить "+" в ячейках слева от текста (Launch position (deg), Clearing tower (sec), Max turn (deg/sec)).ЦитатаПочему в первые несколько секунд после старта РН движется вниз на 20 м до 180, при этом успевает набрать в горизонтальном направлении скорость больше 250 м/с?Судя по всему, потому что ракета наклонена. Включите ограничение на вертикальный уход со старта.
ЦитатаЗЫ. Ратман, спасибо, Ангара взлетела без проседания :)А дросселирование посчитали ? (поскольку, как я понял, речь идет об Ангаре-5)
Правда, скорость набрала всего 7,3 км/с при заявленной ПН 24,5 т.
ЦитатаКстати, неплохо бы добавить режим дросселирования ДУ 1-й ступени.Вы знаете ракету у которой бы дросселировалась первая ступень ?
ЦитатаSpaceShuttle (за счет профилирования каналов РДТТ), 11к25 (для ограничения скоростного напора и максимальных осевых перегрузок, диапазон изменения тяги от 50 до 100% от номинала), "Зенит" (ограничение Nx=3.98). Да и для более полного учета особенностей циклограммы не помешает. С уважением, Дмитрий В.ЦитатаКстати, неплохо бы добавить режим дросселирования ДУ 1-й ступени.Вы знаете ракету у которой бы дросселировалась первая ступень ?
Цитата2ratman:По-моему, да...
То, что у тебя на сайте (http://www.geocities.com/levinkirill/LaunchModel/) - это и есть крайний релиз лончмодели?
Цитата2ratman:... как оказалось, не совсем...
То, что у тебя на сайте (http://www.geocities.com/levinkirill/LaunchModel/) - это и есть крайний релиз лончмодели?
Цитата... раз уж такое дело, выложил крайнюю версию - будем считать, что это бета ...Т.е. эта - http://www.geocities.com/levinkirill/SpaceModel/LaunchModel3.zip ?
ЦитатаТ.е. эта - http://www.geocities.com/levinkirill/SpaceModel/LaunchModel3.zip ?Угу.
ЦитатаПо здравом размышлении - уберу-ка я ее, пожалуй...Поздно :)
ЦитатаХм, сегодня проверил старт А-5 с Плесецка. Все ОК - выводит почти 25 т на круговую орбиту 200 км с наклонением 63 град. Массу заправки принял 130 т, конечную массу УРМ 11,5 т, масса ГО 2,5 т (сброс одновременно со 2-й ступенью). Дросселирование - до уровня 50%, начиная с 60-й секунды.ЦитатаРаздел Restrictions, в самом низу слева, прямо над графиками. Поставить "+" в ячейках слева от текста (Launch position (deg), Clearing tower (sec), Max turn (deg/sec)).ЦитатаПочему в первые несколько секунд после старта РН движется вниз на 20 м до 180, при этом успевает набрать в горизонтальном направлении скорость больше 250 м/с?Судя по всему, потому что ракета наклонена. Включите ограничение на вертикальный уход со старта.
ЗЫ. Ратман, спасибо, Ангара взлетела без проседания :)
Правда, скорость набрала всего 7,3 км/с при заявленной ПН 24,5 т.
Развесовка взята с сайта ГКНПЦ, хруничевцы клянутся, что там все верно в первом приближении. Сухой вес УРМ 10 т, заправка 130 т, стартовый вес УРМ-2 40 т, заправка 36 т. Двигатель УРМ-2 - с нового блока И.
Еще они говорят, что Ангара на удивление замечательно завязывается.
ЗЗЫ. Гусары - молчать! :lol:
Цитата1. Расширить список РНЯ пока сделаю пункт #3. :)
2. Добавить в "стандартном виде" параметры основных космодромов мира.
3. ...
ЦитатаДобавить в "стандартном виде" параметры основных космодромов мираЯ могу добавить. Я, в свое время, плотно занимался ВСЕМИ стартовыми площадками, откуда летали ракеты, как в космос, так и... по всем направлениям. Есть широты, долготы, высоты над у.м.
ЦитатаЯ могу добавить.Добавь, если не ломает 8)
ЦитатаЦитатаТ.е. эта - http://www.geocities.com/levinkirill/SpaceModel/LaunchModel3.zip ?Угу.
По здравом размышлении - уберу-ка я ее, пожалуй...
Там, оказывается, кое-чего нет, что есть в "основной" версии. Так что это не следующая версия, а черте-что - нечто параллельное.
ЦитатаЯ файл оставил - так что этот линк работает. Но только не нужно оно - ничего существенно нового там нет...ЦитатаА можно еще раз выложить для опоздавших? :oops:ЦитатаТ.е. эта - http://www.geocities.com/levinkirill/SpaceModel/LaunchModel3.zip ?
Под видом беты какой-нибудь...
ЦитатаНе прошло и полугода :)ЦитатаЯ могу добавить.Добавь, если не ломает 8)
ЦитатаВопрос : как сделать время моделирования в спредшите Ратмана больше 1000с. :DА есть, разве, какие то ограничения? ;)
ЦитатаА где сейчас LaunchModel живет?Увы, ресурс GeoCities более не существует (( Вместе с ним перестали существовать и бесплатные странички на нем. а ratman, насколько я понимаю, более не поддерживает LaunchModel...
Или может есть какой то аналог?
ЦитатаЕсли вам нужен этот спредшит, могу выложить куда-нибудь...Там было небольшое описание к спредшиту я хотел бы его посмотреть.
ЦитатаЯ надеюсь, Ратмам еще заходит на форум.А ты контактируешь с ратманом???
ЦитатаТам было небольшое описание к спредшиту я хотел бы его посмотреть.У меня где то дома в архивах есть и описание. Найду - выложу обязательно.
ЦитатаКачайте:Спасибо.
Скачать LaunchModel2000.rar с WebFile.RU (http://webfile.ru/4175756) или LaunchModel2000.rar (http://files.wyw.ru/4175763) (спредшит и описание в html)
ЦитатаКачайте:Спасибо!
Скачать LaunchModel2000.rar с WebFile.RU (http://webfile.ru/4175756) или LaunchModel2000.rar (http://files.wyw.ru/4175763) (спредшит и описание в html)
ЦитатаРебята, а где можно найти остальные спедшиты с сайта Ратмана? Я вот хотел посчитать посадку в атмосфере...GeoCities больше не работает. Не уверен, но зеркал ratman не делал и никуда не переносил свой сайт.
ЦитатаРебята, а где можно найти остальные спедшиты с сайта Ратмана? Я вот хотел посчитать посадку в атмосфере...
ЦитатаЦеликом поддерживаю предыдущего оратора. :wink:На небезызвестном сайте КириллаЛевина лежали разные приложения и таблицы про аэродинамике. Я кое что скачал. Но пользоваться этим не умею. Я так понимаю что Sx Sy площади, а Cx Cy коэффициенты сопротивления по оси и сбоку. Еще слышал что что он меняется от скорости, но в модели это не учитывается (0,3 очень близко к реальности для "нормальных" ракет). Както так.
ЦитатаЭто понятно. Так и делаю. Но всё же интересно.ЦитатаЦеликом поддерживаю предыдущего оратора. :wink:На небезызвестном сайте КириллаЛевина лежали разные приложения и таблицы про аэродинамике. Я кое что скачал. Но пользоваться этим не умею. Я так понимаю что Sx Sy площади, а Cx Cy коэффициенты сопротивления по оси и сбоку. Еще слышал что что он меняется от скорости, но в модели это не учитывается (0,3 очень близко к реальности для "нормальных" ракет). Както так.
ЦитатаТе, кто пользуется моими моджификациями спредшита ратмана, могут сколько угодно вводить в поле Сх любые значения, ничего не поменяется :DА у меня при Сх=1 все РН "падают" :lol: не поделитесь ли моджификациями спредшита :wink:
ЦитатаТо, что это площади и коэффициент - понятно, конечно. Вопрос - как их считать :)есть методичка по аэродинамике ракет какогото уральского вуза
ЦитатаК спедшиту тоже прилагался вордовский файл с описанием параметров, но я во-первых так и не разобрался в нем, а во-вторых куда-то задевал :)ЦитатаТо, что это площади и коэффициент - понятно, конечно. Вопрос - как их считать :)есть методичка по аэродинамике ракет какогото уральского вуза
ЦитатаВозможно для сложных объектов типа шаттла или ДХ Су лучше брать 0,5? :roll:ЦитатаК спедшиту тоже прилагался вордовский файл с описанием параметров, но я во-первых так и не разобрался в нем, а во-вторых куда-то задевал :)ЦитатаТо, что это площади и коэффициент - понятно, конечно. Вопрос - как их считать :)есть методичка по аэродинамике ракет какогото уральского вуза
Но объяснение Дмитрия вполне достаточно - площадь макс. сечения по горизонтали, по вертикали и Сх/у = 0,3. Для расчетов на коленке более чем достаточно. Спасибо всем!
ЦитатаВозможно для сложных объектов типа шаттла или ДХ Су лучше брать 0,5? :roll:
ЦитатаГде она? Я её не чувствую. :wink:Вот закачал (http://files.mail.ru/FA5CYO)
ЦитатаТе, кто пользуется моими модификациями спредшита ратмана, могут сколько угодно вводить в поле Сх любые значения, ничего не поменяется :D Я на листе симуляции ввел формулу расчета Сх в зависимости от числа Маха. Су можно вводить любой, но корреляция простая - чем больше площадь Sy тем меньше должен быть Су. Площадь Sx считается как площадь миделя (для многоблочных ракет - суммарная площадь иаксимальных поперечных сечений), Sy - как площадь максимального продольного сечения.Дмитрий, Вы реализовали примерно такую зависимость по Сх?
ЦитатаДмитрий, Вы реализовали примерно такую зависимость по Сх?
(http://www.braeunig.us/apollo/pics/cd1.gif)
ЦитатаА числа Ренольдса какие? :wink:ЦитатаТе, кто пользуется моими модификациями спредшита ратмана, могут сколько угодно вводить в поле Сх любые значения, ничего не поменяется :D Я на листе симуляции ввел формулу расчета Сх в зависимости от числа Маха. Су можно вводить любой, но корреляция простая - чем больше площадь Sy тем меньше должен быть Су. Площадь Sx считается как площадь миделя (для многоблочных ракет - суммарная площадь иаксимальных поперечных сечений), Sy - как площадь максимального продольного сечения.Дмитрий, Вы реализовали примерно такую зависимость по Сх?
(http://www.braeunig.us/apollo/pics/cd1.gif)
ЦитатаКонечно, качественно зависимость Сх от Маха примерно одинакова для тел различной формы: слабое изменение на дозвуке, затем резкий рост на трансзвуке с достижением максимума примерно при М=1,1-1,2[/size], затем плавное снижение до М=5 и стабилизация при М>5.Собственно говоря, максимум при M=1 обычно бывает почему-то. :wink:
ЦитатаОбратите внимание на график стр. 34. Счастливые обладатели модифицированного спредшита получают зависимость Сх от скорости автоматически (спасибо создателю :wink: ), а я "впечатываю" его ручками при каждом расчете :cry:И продолжайте впечатывать, зато знаете, что именно считаете.
ЦитатаИ продолжайте впечатывать, зато знаете, что именно считаете.Не вникая в суть вопроса ляпнул Бродяга.
ЦитатаЗамечу только, что для ракеты Сx существенно меньше за счёт наличия двигателя.В этом ее качественное отличие от самолета.
Цитата"Кто писал не знаю, а я, дурак считаю", - так? :wink:ЦитатаИ продолжайте впечатывать, зато знаете, что именно считаете.Не вникая в суть вопроса ляпнул Бродяга.
ЦитатаПоясните, что вы имели в виду, - ваше утверждение в контексте может быть верно или нет. :wink:ЦитатаЗамечу только, что для ракеты Сx существенно меньше за счёт наличия двигателя.В этом ее качественное отличие от самолета.
ЦитатаПоясните, что вы имели в виду, - ваше утверждение в контексте может быть верно или нет. :wink:Каков привет, таков и ответ.
ЦитатаЯ уже понял, что вы сказали произвольную "умную" фразу просто так, "от балды". :smile:ЦитатаПоясните, что вы имели в виду, - ваше утверждение в контексте может быть верно или нет. :wink:Каков привет, таков и ответ.
ЦитатаБродяга, вы скушны и банальны в своем троллизме.Я не знаю что там Бродяга, а вы банальный болтун. :smile:
Цитата[Дмитрий, Вы реализовали примерно такую зависимость по Сх?
ЦитатаДля ракеты "зуб" сглажен благодаря влиянию двигателя.Цитата[Дмитрий, Вы реализовали примерно такую зависимость по Сх?Вот такую:
(http://s002.radikal.ru/i200/1104/31/487fdb79e50a.jpg) (http://www.radikal.ru)
ЦитатаЦитатаГде она? Я её не чувствую. :wink:Вот закачал (http://files.mail.ru/FA5CYO)
ЧГTУ АЭPOДИНАМИКА PAКЕТ PAСЧЕТЫ И ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛЕTATЕЛЬНЫХ АППAPAТОВ НА ЭВМ
ЦитатаПерестаньте пугать нулевым Cx . Выкладывайте сразу: когда, где, пароли, явки.Практически в любом учебнике по аэродинамике. :wink:
Цитата"Конкретней не бывает". :wink:ЦитатаПрактически в любом учебнике по аэродинамике.Или конкретно или никак :lol:
ЦитатаРади бога, не кормите тролля. Он же так и этот топик засрет.Цитата"Конкретней не бывает". :wink:Откуда, кто передал, достоверность информации?
"Cx" это коэффициент определяющий проекцию аэродинамической силы на продольную ось летательного аппарата. :wink:
ЦитатаПока его засирает Bell своими детскими комплексами. :smile:ЦитатаРади бога, не кормите тролля. Он же так и этот топик засрет.Цитата"Конкретней не бывает". :wink:Откуда, кто передал, достоверность информации?
"Cx" это коэффициент определяющий проекцию аэродинамической силы на продольную ось летательного аппарата. :wink:
ЦитатаПродольную ось можно расположить произвольно и Cx будет разный.Вот данное сообщение провоцирует флейм и спор на тему продольной оси ракеты, хотя расположение ее всегда было общепринято и от нее отсчитываются крен, рыскание и тангаж.
ЦитатаТроллинг (от англ. trolling -- блеснение, ловля рыбы на блесну) - размещение в Интернете (на форумах, в дискуссионных группах, в вики-проектах, ЖЖ и др.) провокационных сообщений с целью вызвать флейм, конфликты между участниками, взаимные оскорбления и т. п.Bell, вы, похоже, просто слишком тупой и не обладаете даже элементарными базовыми знаниями для участия в вышеназванном споре. :smile:ЦитатаПродольную ось можно расположить произвольно и Cx будет разный.Вот данное сообщение провоцирует флейм и спор на тему продольной оси ракеты, хотя расположение ее всегда было общепринято и от нее отсчитываются крен, рыскание и тангаж.
Всё, больше не кормлю.
ЦитатаВладимир Игоревич, Вы темы не попутали? Какое отношение спуск Шаттла и Бурана имеют к спредшиту Ратмана?ЦитатаТроллинг (от англ. trolling -- блеснение, ловля рыбы на блесну) - размещение в Интернете (на форумах, в дискуссионных группах, в вики-проектах, ЖЖ и др.) провокационных сообщений с целью вызвать флейм, конфликты между участниками, взаимные оскорбления и т. п.Bell, вы, похоже, просто слишком тупой и не обладаете даже элементарными базовыми знаниями для участия в вышеназванном споре. :smile:ЦитатаПродольную ось можно расположить произвольно и Cx будет разный.Вот данное сообщение провоцирует флейм и спор на тему продольной оси ракеты, хотя расположение ее всегда было общепринято и от нее отсчитываются крен, рыскание и тангаж.
Всё, больше не кормлю.
Ваше утверждение относительно оси ракеты это очередная "умная мысль" не самом деле смысла не содержащая.
Движение летательного аппарата с Cx=0 вполне реальный случай, например для спуска космических кораблей вроде Шаттла и Бурана, - продольная ось практически перпендикулярна подъёмной силе.
Судя по графику зависимости Сxa от скорости, который привёл Потусторонний, он может и перепутать Cx и Cxa. :wink:
ЦитатаВладимир Игоревич, Вы темы не попутали? Какое отношение спуск Шаттла и Бурана имеют к спредшиту Ратмана?Насколько мне известно, автор программы о которой идёт речь, ratman, перестал принимать участие в работе форума НК именно потому, что "облико аморале" местных "мудрецов" вроде вас, Salo, ему надоел.
Может будете троллить в теме о АКС? Там Ваши гениальные познания в аэродинамике найдут признание у почитателей.
ЦитатаКстати, я думаю, что Владимир Игоревич, - предмет вашей жесточайшей зависти, со мной бы согласился.Когда в следующий раз Reader будет передавать приветы Игорю Федоровичу, Вы прикиньтесь шлангом и скажите, что Вы такого не знаете и никогда о таком не слышали. 8)
ЦитатаЕсли вы так внимательны, то могли бы заметить, что я нигде не говорил что "кого-то не знаю". :smile:ЦитатаКстати, я думаю, что Владимир Игоревич, - предмет вашей жесточайшей зависти, со мной бы согласился.Когда в следующий раз Reader будет передавать приветы Игорю Федоровичу, Вы прикиньтесь шлангом и скажите, что Вы такого не знаете и никогда о таком не слышали. 8)
А пока примите эспумизан и пишите об АКС с двухступенчатой ракетой.
:roll:
ЦитатаВам уже не нужно. Вы уже все газы из своего кишечника выпустили на форуме. :roll:ЦитатаА пока примите эспумизан и пишите об АКС с двухступенчатой ракетой.Название препарата, о котором вы говорите, слышу впервые, вы часто им пользуетесь, хороший препарат?
:roll:
Не поделитесь личным опытом применения? :wink:
ЦитатаБродяга, как же ты всех задолбал уже... :evil:SpaceR, вы тоже являетесь скверно образованным дилетантом, который говорит "от лица всех" и самоутверждается за счёт оскорблений.
ЦитатаСудя по тому, что не все так думают, это собственный запах, который испускаете вы, Salo, и некоторые товарищи при воспоминании о данном Бродяге.ЦитатаВам уже не нужно. Вы уже все газы из своего кишечника выпустили на форуме. :roll:ЦитатаА пока примите эспумизан и пишите об АКС с двухступенчатой ракетой.Название препарата, о котором вы говорите, слышу впервые, вы часто им пользуетесь, хороший препарат?
:roll:
Не поделитесь личным опытом применения? :wink:
Теперь Вам поможет только слабительное.
ЦитатаА где сейчас этот самый LaunchModel.xls можно скачать? извиняюсь что не по теме влезаю в диалог.Дмитрий В. говорил, что может выслать эту программу почтой.
ЦитатаА Вы видимо относите себя к корифеям? :roll:Если просмотреть разговор выше, то вы влезли, чтобы повонять, - ничего удивительного, это ваш запах.
Вы мне надоели Владимир Игоревич. Вы напоминаете скунса: там где Вы дурно пахнет.
Засим прекращаю кормить тролля.
ЦитатаНаглое бездоказательное враньё.ЦитатаБродяга, как же ты всех задолбал уже... :evil:SpaceR, вы тоже являетесь скверно образованным дилетантом, который говорит "от лица всех" и самоутверждается за счёт оскорблений.
ЦитатаНе помню, склероз ;) , была ли эта ссылка http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/index.htmlКто-то не так давно вроде сбрасывал рабочие ссылки на материалы от Левина Кирилла (с ратмановскими моделями), но не уверен, что именно по зоне *.ws
Но тут пока ещё лежат лаунчмодел, орбитальное маневрирование, вход в атмосферу и Земля/Луна ;)
ЦитатаApollo13 пишет:Какие рабочие запасы топлива и конечные массы ступеней брали?
Я тут пытался посчитать в спредшите сколько выводит Зенит-2 с Байконура (в основном чтобы проверить как он считает). В итоге у меня получилось 17600 кг.
https://www.dropbox.com/s/kpcnuh2cuvxi7bz/Zenit-2.xls
Подскажите пожалуйста это спредшит так завышает или у меня где-то ошибка? Если у кого-то есть "правильно посчитанный" в спредшите Зенит буду очень благодарен.
| I | II | ||
| Full mass | 354300 | 90600 | |
| Empty mass | 28600 | 9000 | |
| Isp (atm) (s) | 311 | 349 | |
| Isp (vac) (s) | 337 | 349 | |
| Thrust (vac) (t) | 834,24 | 93 | |
| Fuel consumption | 2475,489614 | 266,4756 |
ЦитатаApollo13 пишет:По блоку 1-й ступени: Мрзт=318800 кг, Мкон=33900 кг
I II Full mass 354300 90600 Empty mass 28600 9000 Isp (atm) (s) 311 349 Isp (vac) (s) 337 349 Thrust (vac) (t) 834,24 93 Fuel consumption 2475,489614 266,4756
ЦитатаДмитрий В. пишет:740/309*336 = 804,66
Тяга РД-171М в пустоте 806 тс, УИ=309/336 с
ЦитатаApollo13 пишет:Вопрос в наклонении - см. Latitude и в параметрах Pitch program. Последнее - самое хитрое.
Получилось 15720 кг.
ЦитатаBell пишет:Да округлять вломЦитатаДмитрий В. пишет:740/309*336 = 804,66
Тяга РД-171М в пустоте 806 тс, УИ=309/336 с
Или не 740?
ЦитатаBell пишет:Там все как было. Широта космодрома 45,6. Наклонение 51,6. Программа первая линейная. Я почитал документ и вроде разобрался как эксцелем находить оптимальные значения параметров. Орбита получаетсяЦитатаApollo13 пишет:Вопрос в наклонении - см. Latitude и в параметрах Pitch program. Последнее - самое хитрое.
Получилось 15720 кг.
| perigee | 200,0 |
| apogee | 202,3 |
ЦитатаApollo13 пишет:Ну, во-1-х в исходной модели слишком упрощенная модель атмосферы, которая занижает плотность и следовательно аэродинамическое сопротивление. Во-2-х, спредшит дает обычно более оптимистичные значения ПГ, чем на самом деле, из-за неучета таких нюансов, как дросселирование 1-й ступени или выполнение пространственного маневра для попадания в заданное поле падения. У меня при пуске из Байка ПГ получается в районе 14,9 т.ЦитатаBell пишет:Там все как было. Широта космодрома 45,6. Наклонение 51,6. Программа первая линейная. Я почитал документ и вроде разобрался как эксцелем находить оптимальные значения параметров. Орбита получаетсяЦитатаApollo13 пишет:Вопрос в наклонении - см. Latitude и в параметрах Pitch program. Последнее - самое хитрое.
Получилось 15720 кг.Я еще не уверен в моменте сброса обтекателя - 211с я взял из циклограммы Морского старта. Для Байконура он наверное другой из за районов падения. Ну и двигатели у меня пока не дросселируются.
perigee 200,0 apogee 202,3
Вот здесь можно скачать текущую версию.
https://www.dropbox.com/s/kpcnuh2cuvxi7bz/Zenit-2.xls
ЦитатаДмитрий В. пишет:Это с более правильной атмосферой но без дросселирования?
У меня при пуске из Байка ПГ получается в районе 14,9 т.
ЦитатаApollo13 пишет:Да.ЦитатаДмитрий В. пишет:Это с более правильной атмосферой но без дросселирования?
У меня при пуске из Байка ПГ получается в районе 14,9 т.
ЦитатаBell пишет:Кстати, если оптимизировать по МюПГ, то потребная (и располагаемая) ХС у 3-хступа будет меньше :-)
За прошедшие годы можно было уже настолько допилить спредшит, чтоб он все считал с точностью до 3-го знака Однако лень
Я честно говоря не заморачиваюсь, а считаю идеальную ХС и учитываю ступенчатость. Если не менее 8900 для 2х ступеней и 9300 для 3х - значит улетит
ЦитатаBell пишет:А у меня наоборот такое впечатление что без знания точных чисел даже спредшитом ничего толком не посчитаешь. Знаете сколько у меня Falcon-9 выводит? 17850кг. Цифры взяты из вики, ихнего сайта и еще откуда-то.
За прошедшие годы можно было уже настолько допилить спредшит, чтоб он все считал с точностью до 3-го знака Однако лень
Я честно говоря не заморачиваюсь, а считаю идеальную ХС и учитываю ступенчатость. Если не менее 8900 для 2х ступеней и 9300 для 3х - значит улетит
| perigee | 199,9 |
| apogee | 211,6 |
| Inclination | 28,5 |
| Full mass | 439000 | 78100 |
| Empty mass | 28000 | 4700 |
| Isp (atm) (s) | 282 | 340 |
| Isp (vac) (s) | 311 | 340 |
| Thrust (vac) (t) | 680,12 | 81,65 |
| Fuel consumption | 2186,881029 | 240,1471 |
| Launch mass | 537450 | |
| Payload | 17850 |
ЦитатаApollo13 пишет:Маск 3,14здит как Троцкий.
Знаете сколько у меня Falcon-9 выводит? 17850кг. Цифры взяты из вики, ихнего сайта и еще откуда-то.
ЦитатаApollo13 пишет:В первом приближении - для 2х ступеней однозначно вместе со первой, для 3х - надо смотреть по конкретной РН, но можно и с первой. А вобще сейчас есть точные данные практически по всем носителям.
Кстати когда можно сбрасывать ГО если нет ограничения на районы падения?
ЦитатаДмитрий В. пишет:Ты хотел сказать - оптимизировать по тяговооруженности? :)ЦитатаBell пишет:Кстати, если оптимизировать по МюПГ, то потребная (и располагаемая) ХС у 3-хступа будет меньше
За прошедшие годы можно было уже настолько допилить спредшит, чтоб он все считал с точностью до 3-го знака Однако лень
Я честно говоря не заморачиваюсь, а считаю идеальную ХС и учитываю ступенчатость. Если не менее 8900 для 2х ступеней и 9300 для 3х - значит улетит
ЦитатаBell пишет:Тяговооруженность - это не критерий, это проектный параметр. При оптимизации по МюПГ оптимальная тяговооруженность ступеней тем выше, чем больше количество ступеней (во всяком случае, до определенного предела).ЦитатаДмитрий В. пишет:Ты хотел сказать - оптимизировать по тяговооруженности?ЦитатаBell пишет:Кстати, если оптимизировать по МюПГ, то потребная (и располагаемая) ХС у 3-хступа будет меньше
За прошедшие годы можно было уже настолько допилить спредшит, чтоб он все считал с точностью до 3-го знака Однако лень
Я честно говоря не заморачиваюсь, а считаю идеальную ХС и учитываю ступенчатость. Если не менее 8900 для 2х ступеней и 9300 для 3х - значит улетит
ЦитатаBell пишет:Если так и бывает то не всегда:
В первом приближении - для 2х ступеней однозначно вместе со первой, для 3х - надо смотреть по конкретной РН, но можно и с первой.
L= 0:00:00 | Go Inertial |
L= 0:00:05 | Liftoff |
L+ 0:02:30 | Stage 1 Separation |
L+ 0:03:52 | Payload Fairing Jettison |
L+ 0:08:31 | Stage 2 Separation |
L+ 0:08:41 | Block DM-SL 1st Burn Ignition |
L+ 0:20:20 | Block DM-SL 1st Burn Cutoff |
L+ 0:30:10 | Spacecraft Separation |
ЦитатаApollo13 пишет:Как только скоросные напоры станут меньше допустимого для ПН значения.
Кстати когда можно сбрасывать ГО если нет ограничения на районы падения?
ЦитатаApollo13 пишет:А как же. Для Зенита-2 сначала суммарная тяга была 85+8=93 тс. Затем стал применяться форсированный РД-120 тягой 93 тс и суммарная тяга выросла до 101 тс.
Возник еще один вопрос. Тягу РД-8 нужно прибавлять к тяге РД-120 или нет?
ЦитатаSFN пишет:Если тяга РД-120 93 тс, то 349,35 сек :)
А интегральный УИ какой брать 342 349 350? или 347?
| perigee | -6378,0 |
| apogee | 0,0 |
| perigee | 200,0 |
| apogee | 991,4 |
ЦитатаНИИзнайка пишет:А как Вы считаете? Что делаете с программой тангажа? Функцией "Поиск решения" пользуетесь?
Доброго времени суток.
Нашел время побаловаться программкой.
Для начала проверил подставив вместо базового в ней Протона - примеры там же приведенных ракет.
Трехступенчатые без водорода считает адекватно, Энергию/Шаттл тоже, Зенит урезанный до 2 ступеней нормально...
А вот задаешь хотя бы третью ступень водородной с уи 450 - уже при УИ отпримерно 380 все перекашивает, в непонятных для меня ячейках справа - появляется много нулей а орбита стала для Протона с УИ верхней 450а была при всех исходных
perigee -6378,0 apogee 0,0 Нелепость с точно такими же параметрами орбиты -6378 вылезает и при подстановке образцов Сатурн 5 и Атлас 1. Космодром не менял, но при снижении ПН хоть до нуля результат тот же.
perigee 200,0 apogee 991,4
Я что-то неправильно делаю, или файл прогораммы в экселе у меня "битый" ?
Где скачать правильный ?
Старые ссылки не работают.
если не затруднит - пришлите на почту fed6391@mail.ru
ЦитатаДмитрий В. пишет:Ничего, оставляю линейная, вобщем то что забито в исходное для Протона. Или я не о том ?ЦитатаА как Вы считаете? Что делаете с программой тангажа? Функцией "Поиск решения" пользуетесь?
ЦитатаApollo13 пишет:В какой ячейке это изменить ? ну и не могли бы пояснить физический смысл ?
Возможно не хватает 600 секунд. Я в таких случаях ставил шаг 2с.
ЦитатаНИИзнайка пишет:
Ничего, оставляю линейная, вобщем то что забито в исходное для Протона. Или я не о том ?
ЦитатаНИИзнайка Функции "поиск решения" не вижу.
ЦитатаApollo13 пишет:
Возможно не хватает 600 секунд. Я в таких случаях ставил шаг 2с.
ЦитатаНИИзнайка пишет:Да. Здесь можно почитатьЦитатаApollo13 пишет:В какой ячейке это изменить ? ну и не могли бы пояснить физический смысл ?
Возможно не хватает 600 секунд. Я в таких случаях ставил шаг 2с.
А вроде нашел - дельта t , вроде стало правдоподобно. Это ?
ЦитатаПервая колонка содержит времена изменения тяги (в секундах). Эти значения определяют интервалы постоянной тяги.
Цитата
ЦитатаДмитрий В. пишет:А, я не понял сразу что речь идет об экселевской встроенной оптимизации.
Если Вы поменяли какие-то параметры (УИ, тягу, массы), то заложенная в исходном варианте спредшита программа тангажа уже не соответствует изменениям. В автомате там ничего не пересчитывается. Надо рассчитывать новую программу тангажа и новое значение Мпг с помощью "Поиска решения".
Дело в том, что параметры программы тангажа (например, аксимальный угол атаки, начальный и конечный тангаж верхних ступеней), а также масса ПГ являются оптимизируемыми параметрами. В качестве целевой функции используется некая формула, включающая в себя точность выведения и массу ПГ с определенным коэффициентами. На основном листе спредшита это Target function.
ЦитатаНИИзнайка пишет:Вы сначала посмотрите внимательно формулу целевой функции. Она Вам подскажет, что нужно искать ее МИНИМУМ, а не максимум.Цитата[/USER]Цитата [USER=14022]Дмитрий В. пишет:
Если Вы поменяли какие-то параметры (УИ, тягу, массы), то заложенная в исходном варианте спредшита программа тангажа уже не соответствует изменениям. В автомате там ничего не пересчитывается. Надо рассчитывать новую программу тангажа и новое значение Мпг с помощью "Поиска решения".
Дело в том, что параметры программы тангажа (например, аксимальный угол атаки, начальный и конечный тангаж верхних ступеней), а также масса ПГ являются оптимизируемыми параметрами. В качестве целевой функции используется некая формула, включающая в себя точность выведения и массу ПГ с определенным коэффициентами. На основном листе спредшита это Target function.
А, я не понял сразу что речь идет об экселевской встроенной оптимизации.
Ну вот подставляю я опять параметры из примеров разных ракет. Target function (цифра в этой графе) каждый раз изменяется автоматичеки. Задаю "поиск решения" на масимум этой Target function. Эксель чуть подумав подтверждает то же самое значение.
При изменении УИ, тяги, массы Target function меняется в программе "сам собой" и поиск решения экселя его не улучшает.
Какую функцию выраженную формулой надо оптимизировать и по какому парамету (мин, макс или конкретное значение) ?
ПН вообще не функция, а подставное значение, как оптимизировать ?
Пока диапазон адекватности впрде расширился, и растягиванием таблицы и увеличением дельты т.
Но Сатурн 5 и Атлас 1 так и не залетали - валится 1 ступень...
П.С. ув.Димитрий В., прочитал что есть вариант с улучшенной аэродинамикой, пришлите пожалуйста, почту указал выше.
| Pitch program | ||||||
| ti | 0 | 480 | ||||
| Linear | ||||||
| q(ti) | 55,00 | 0 | ||||
| A/d Drag | ||||||
| q(ti) | 68,50 | |||||
| Fh(ti) | 95,08 | |||||
| A/d Drag+Lift | ||||||
| Yx(ti) | 60,29 | |||||
| Fh(ti) | 103,57 | |||||
| + | AOA + Linear | |||||
| tatm | 182 | |||||
| Da | 5,6516 | |||||
| q(ti) | 41,37 | -3,36112 | ||||
| Restrictions | ||||||
| Launch position (deg) | 90 | |||||
| Clearing tower (sec) | 8 | |||||
| + | Max turn (deg/sec) | 0,5 | ||||
| q - c = | 0 | |||||
| + | Q-Alpha | 30000 |
Цитатаfagot пишет:http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/2000.html
А можно ли где-нибудь скачать спредшит?
Цитатаfagot пишет:Я в столбец "Ro" (раздел Atmosphere на Листе Simulation) вставил формулу (вариация на тему экспоненциальной атмосферы)
Спасибо!
А что делать с атмосферой?
| Исходн. | Изменение площади | | Изм. аэород.кач. | |||||
| Sy | 300 | 200 | 400 | 500 | 300 | 300 | 300 | 500 |
| Cy | 0,3 | 0,3 | 0,3 | 0,3 | 0,2 | 0,4 | 0,5 | 0,5 |
| perigee | 219,3 | 189,3 | 231,1 | 237,4 | 189,3 | 231,1 | 237,4 | 246,1 |
| apogee | 892,4 | 746,5 | 976,7 | 1031,8 | 746,5 | 976,7 | 1031,8 | 1128,2 |
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:С НК-33 и РД0110Р как-то так
Подскажите пожалуйста параметры Союз-2.1в в формате для launchmodel.xls
С нк33 и рд193
| I | II | ||
| Full mass | 129000 | 26000 | |
| Empty mass | 9300 | 2800 | |
| Isp (atm) (s) | 292,1 | 250 | |
| Isp (vac) (s) | 326,5 | 359 | |
| Thrust (vac) (t) | 199,81 | 30 | |
| Fuel consumption | 611,9755 | 83,56546 | |
| Throttle | |||
| Fairing mass | 1050 | ||
| Fairing jettison (s) | 220 | ||
| Sx | 7 | 7 | |
| Sy | 130 | 25 |
| I | II | ||
| Full mass | 129000 | 26000 | |
| Empty mass | 9300 | 2800 | |
| Isp (atm) (s) | 304,8 | 250 | |
| Isp (vac) (s) | 332,7 | 359 | |
| Thrust (vac) (t) | 239,63 | 30 | |
| Fuel consumption | 720,2233 | 83,56546 | |
| Throttle | |||
| Fairing mass | 1050 | ||
| Fairing jettison (s) | 220 | ||
| Sx | 7 | 7 | |
| Sy | 130 | 25 |
ЦитатаНИИзнайка пишет:Извиняюсь за некропостинг...
Неожиданное благоприятное влияние площади боковой поверхности и аэродинамического качества.
ЦитатаДмитрий В. пишет:спасибо
С НК-33 и РД0110Р как-то так
| Throttle | 100% |
| CV |
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:Это работа второй ступени вместе с первой, для пакета.
Поясните еще пожалуйста, что как в симуляции для Союза влияетя понимаю, что это работа двигателя центр блока с самого взлета
Throttle 100%
но почему даже если убрать 100%, то все равно видно, что на всех ступенях тяга есть, скорость какнарастает, а после 30 км начинает падать ракета
CV
ошибка в расчетке?
ЦитатаAndrey пишет:
Это работа второй ступени вместе с первой, для пакета.
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:а вот насчет
это работа двигателя центр блока с самого взлета
ЦитатаAndrey пишет:как это проверить ? по таблицам и графикам скорость только растет
недостаточная тяга второй ступени.
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:Трудно судить не видя что у вас там за данные.
а вот насчетЦитатаAndrey пишет:как это проверить ? по таблицам и графикам скорость только растет
недостаточная тяга второй ступени.
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:Чтоб не включалась вторая ступень вместо 100% подставте 0%.
вот например стандартная расчетка https://cloud.mail.ru/public/7U5b/ZWEPG6HZQ
осторожно - 5 метров
данные для стандартного союза - как обычно на 4 листе.
я для своих нужд ТТ бустеры подставлял вместо боковушек.
и хотел, чтоб тяга не была избыточна, включать центр только после отработки тт бустеров.
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:У Зенита с разгонным блоком время работы больше 1000 секунд, необходимо увеличить дельта t до 1,8 секунд.
Выложите плиз расчетку для Зенита - а то в стандартной он не летит
(подставлял данные с Launchers на первую страницу, в Simulation ничего не менял)
ЦитатаAndrey пишет:спасибо, посчитал феникс из зенит-ангары
Вот что у меня получилось: https://yadi.sk/i/4xUQIYt5qRuSo
Цитата30.04.1960г
ГЛАВНОМУ КОНСТРУКТОРУ ОКБ-1 ГКОТ
тов. КОРОЛЕВУ С.П.
ОКБ-456 полностью разделяет опасения, связанные с неизбежной длительностью создания новых тяжелых носителей с двигателями, обладающими особо высокими характеристиками, и вытекающей отсюда опасностью временной потери приоритета нашей Родины в деле освоения Космоса, поскольку в США ожидается в ближайшие годы создание ракеты-носителя «Сатурн», вдвое более тяжелого, чем ракета-носитель на базе Р-7. Поэтому ОКБ-456 целиком поддерживает точку зрения о необходимости создания улучшенной модификации ракеты-носителя на базе ракеты Р-7, со сроком разработки не более 1Ѕ -- 2 лет, способной обеспечить сохранение приоритета Советского Союза и на период предшествующий созданию советского тяжелого носителя с высокоэффективными двигателями принципиально новой схемой. В соответствии с Вашим запросом о мнении ОКБ-456 о формах модификации ракеты-носителя на базе Р-7, учитывая частично известные соображения ОКБ-1 и других организаций, сообщаю следующее. Ракета-носитель должна являться тяжелой модификацией ракеты-носителя 8К78 с использованием опыта создания ракеты 8К75. Первая ступень, согласно предложению ОКБ-1, должна состоять из шести расположенных по окружности блоков того же диаметра, что на Р-7 или на Р-9, но увеличенной длины и с двигателями 8Д716 от Р-9, установленными на каждом блоке. На центральном блоке тоже увеличенного веса, устанавливается один двигатель 8Д716, но с высотным соплом и высотным запуском. Использование доработанного двигателя 8Д716 на 1-й ступени носителя вместо 8Д74 с рулевыми агрегатами позволит увеличить удельную тягу у земли на 20 единиц /274 вместо 254/ и в пустоте на 6 единиц /317 вместо 311/. Использование доработанного двигателя 8Д716 с высотным соплом на II-й ступени носителя вместо 8Д75 с рулевыми агрегатами позволит увеличить удельную тягу в пустоте на 17 единиц /330 при ра=0,2 ата, вместо 313/. Тяга такого двигателя в пустоте составит 171 тонну. Использование двигателей 8Д716 от Р-9 улучшит характеристики ракеты-носителя, так как исключит с борта перекись водорода и жидкий азот. Кроме того, двигатели 8Д716 по весовым характеристикам существенно лучше двигателей 8Д74 и 8Д75. Действительно, удельный вес двигателя 8Д716 составляет 12,1 кг/тонну тяги, вместо 15,6 и 18,5 кг/тонну тяги для 8Д74 и 8Д75 с рулевыми агрегатами соответственно. Длина двигателя 8Д716 на 0,5 м меньше длины двигателей 8Д74 и 8Д75, что даст выигрыш в весе на обшивке хвостовых отсеков блоков. Несмотря на увеличение числа двигателей на первых двух ступенях носителя с 5 до 7, число камер сгорания уменьшится с 32 до 28. Отсутствие у двигателя 8Д716 предварительной ступени тяги уменьшит предстартовые расходы топлива и время стоянки носителя с пламенем на старте. Суммарная тяга двигателей первой ступени у земли составляет 141x6=846 тонн вместо 406 тонн для Р-7, что позволяет увеличить стартовый вес примерно вдвое, повысить энерговооруженность /Po/Go/ и тем уменьшить потери на преодоление силы тяготения и в итоге увеличить вес полезной нагрузки. Высотный запуск II-й ступени, при полных топливных баках, также улучшит характеристики ракеты-носителя. Двигатели 8Д716 для 1-й ступени могут быть поставлены в IV кв. 1960 г., а двигатели 8Д716 с высотным соплом и высотным запуском для II-й ступени носителя -- в I кв. 1961 г. Для III-й и IV-й ступеней носителя ОКБ-456 может предложить двигатель 8Д711 с тягой 10,3 тонны, удельной тягой 345 сек и весом 170 кг /в залитом состоянии/ на кислород-диметилгидразиновом топливе. Срок поставок -- 1-й кв. 1961 г. /В IV кв. 1960 г. могут быть поставлены двигатели с удельной тягой 340 сек и весом 200 кг/. На III-й ступени устанавливается 3-4 таких двигателя, а на IV-й ступени -- I двигатель. В последующие годы ОКБ-456 завершит разработку первых образцов фторных двигателей, использование которых на III-й и IV-й ступенях позволит в дальнейшем существенно улучшить характеристики ракеты-носителя. Представляется крайне своевременным безотлагательно начать разработку носителя на базе модифицированной ракеты Р-7 с началом стендовых испытаний во II кв. 1961 г. и летных в III-IV кв. 1961 г. Иное решение ставит под удар приоритет и престиж Советского Союза в деле завоевания Космоса. Главный конструктор ОКБ-456 В.П.ГЛУШКО
Арх.№1354 (35-37)
ЦитатаThe Earth's atmosphere (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/atmosphere.html) is an extremely thin sheet of air (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/airprop.html) extending fr om the surface of the Earth to the edge of space. If the Earth were the size of a basketball, a tightly held pillowcase would represent the thickness of the atmosphere. Gravity (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/wteq.html) holds the atmosphere to the Earth's surface. Within the atmosphere, very complex chemical, thermodynamic (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/thermo.html), and fluid dynamics (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/gasprop.html)effects occur. The atmosphere is not uniform; fluid properties are constantly changing with time and place. We call this change the weather.
Variations in air properties extend upward from the surface of the Earth. The sun heats (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/heat.html) the surface of the Earth, and some of this heat goes into warming the air near the surface. The heated air is then diffused or convected (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/gasprop.html) up through the atmosphere. Thus the air temperature (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/temptr.html) is highest near the surface and decreases as altitude increases. The speed of sound (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/sound.html)depends on the temperature and also decreases with increasing altitude. The pressure (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/pressure.html) of the air can be related to the weight of the air over a given location. As we increase altitude through the atmosphere, there is some air below us and some air above us. But there is always less air above us than was present at a lower altitude. Therefore, air pressure decreases as we increase altitude. The air density (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/fluden.html) depends on both the temperature and the pressure through the equation of state (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/eqstat.html) and also decreases with increasing altitude.
Aerodynamic forces directly depend (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/presar.html) on the air density. To help aircraft designers, it is useful to define a standard atmosphere model of the variation of properties through the atmosphere. There are actually several different models available--a standard or average day, a hot day, a cold day, and a tropical day. The models are updated every few years to include the latest atmospheric data. The model was developed from atmospheric measurements that were averaged and curve fit to produce the given equations. The model assumes that the pressure and temperature change only with altitude. The particular model shown here was developed in the early sixties, and the curve fits are given in Metric units. Curve fits are also available in English units. (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/atmos.html)
The model has three zones with separate curve fits for the troposphere, the lower stratosphere, and the upper stratosphere. The troposphere runs from the surface of the Earth to 11,000 meters. In the troposphere, the temperature decreases linearly and the pressure decreases exponentially. The rate of temperature decrease is called the lapse rate. For the temperature Tand the pressure p, the metric units curve fits for the troposphere are:wh ere the temperature is given in Celsius degrees, the pressure in kilo-Pascals,and h is the altitude in meters. The lower stratosphere runs from 11,000 meters to 25,000 meters. In the lower stratosphere the temperature is constant and the pressure decreases exponentially. The metric units curve fits for the lower stratosphere are:
T = 15.04 - .00649 * h
p = 101.29 * [(T + 273.1)/288.08]^5.256The upper stratosphere model is used for altitudes above 25,000 meters. In the upper stratosphere the temperature increases slightly and the pressure decreases exponentially. The metric units curve fits for the upper stratosphere are:
T = -56.46
p = 22.65 * exp(1.73 - .000157 * h)In each zone the density r is derived from the equation of state (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/eqstat.html).
T = -131.21 + .00299 * h
p = 2.488 * [(T + 273.1)/ 216.6]^-11.388This is the atmosphere model used in the FoilSim (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/foil3.html)simulator. An interactive simulation (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/atmosi.html) for the atmosphere model is also available. With the applet, you can change altitude and see the effects on pressure and temperature.
r = p / [.2869 * (T + 273.1)]
Function GetTemperature(h)
If h < 11000 Then
result = 15.04 - 0.00649 * h
ElseIf h < 25000 Then
result = -56.46
Else
result = -131.21 + 0.00299 * h
End If
GetTemperature = result
End Function
Function GetDensity(h)
t = GetTemperature(h)
If h < 11000 Then
p = 101.29 * ((t + 273.1) / 288.08) ^ 5.256
ElseIf h < 25000 Then
p = 22.65 * Exp(1.73 - 0.000157 * h)
Else
p = 2.488 * ((t + 273.1) / 216.6) ^ -11.388
End If
GetDensity = p / (0.2869 * (t + 273.1)) / 1.226613787
End Function
Function GetDensity(h)
t = GetTemperature(h)
If h < 11000 Then
p = 101.29 * ((t + 273.1) / 288.08) ^ 5.256
ElseIf h < 25000 Then
p = 22.65 * Exp(1.73 - 0.000157 * h)
Else
p = 2.488 * ((t + 273.1) / 216.6) ^ -11.388
End If
GetDensity = p / (0.2869 * (t + 273.1)) / 1.226613787
If h > 80000 And h <= 100000 Then
GetDensity = 0.000001
ElseIf h > 100000 And h <= 150000 Then
GetDensity = 0.00000001
ElseIf h > 150000 And h <= 200000 Then
GetDensity = 0.0000000005
ElseIf h > 200000 And h <= 300000 Then
GetDensity = 0.00000000005
End If
End Function
ЦитатаNeru пишет:Конечно. А какой именно вариант Союза-5?
Кто либо Союз-5 моделировал? только начал разбираться с LaunchModel, хотел попросить готовым поделиться ...
ЦитатаNeru пишет:Я делал оба и 2016, и 2017 г.
Тот, параметры которого в википедии... который на керосине.
ЦитатаNeru пишет:И что интересует?
Дмитрий В. , я не настолько продвинут, в 2016-м ещё не следил что с ним происходило. Интересовал тот, который сейчас делать собрались, который идёт как элемент СТК.
ЦитатаNeru пишет:(https://testforum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86325)
Хотел по моделировать в LaunchModel, но т.к. с этой штукой пока только разбираюсь (у меня даже Exel оказался кривой, в нём не работали надстройки), хотел подсмотреть на то, что получилось у умеющего это делать.
ЦитатаNeru пишет:Около 5 т, емнип
Кто-либо знает массу САС от ПТК НП ?
ЦитатаNeru пишет:Без 3-й ступени ПТК НП уже не собираются запускать: Ангара-А5П сейчас 3-хступенчатая. Ну, и перегрузка 4 для 2-хступенчатого варианта - не есть проблема (можно задросселировать ЦБ).
Больше всего вопросов было по Ангаре А5. Странно как то, прилепил к ней, вместо 3-й, 2-ю ступень от Союза-5 - стало значительно красивее ... как на ней, без 3-й ступени собираются людей запускать? она постоянно пытается выдать перегрузки больше 4g ... требуется всё дросселировать.
ЦитатаNeru пишет:На листе симуляции есть столбец и с полным ускорением (которое условно - при малых углах атаки или при полете в разреженной атмосфере - можно считать продольным).
Кстати - ускорение на графике не правильно выводится - высчитываются отдельно горизонтальная и вертикальная составляющие, а в график идёт только горизонтальное ускорение. Сделал отдельный столбец с правильным ускорением и вывел его на график - стало правдоподобнее и красивее...
ЦитатаNeru пишет:Дросселирование прекрасно вводится вручную в листе симуляции (это же закрывает п.4).
Хотел дополнить это чудное приложение:
1) В части ограничений - автоматическое дросселирование при достижении максимальной перегрузки;
2) В части ограничений - автоматическое дросселирование при достижении максимального скоростного напора (тут есть "тонкость" - мне думается, что придется отдельно высчитывать скоростной напор, воздействующий на обтекатель полезной нагрузки);
3) Расчет расстояния, на котором упадут блоки РН (вот тут - тоже засада, т.к. в случае пакетных схем нужно учитывать больше параметров);
4) Возможность задавать нормальную циклограмму;
Если у кого есть мысли о полезном или что-то интересное уже реализовано - прошу рассказать.
ЦитатаДмитрий В. пишет:Потому как этот параметр задается, как ограничение, именно для КГЧ. Например, для ПТК НП это 4000 кгс/м2 а для автоматических аппаратов под обтекателем ГО 5400 кгс/м2. При этом, если РН имеет боковые блоки, подобно Агнаре, при расчете энергетических характеристик необходимо учитывать аэродинамическое сопротивление всей РН. И следовательно может сложиться ситуация, когда для РН параметр шкалит, а для ПН он не превышен.
По п.2 не понятно, что значит "отдельно рассчитать скоростной напор" для ГО? Зачем?
ЦитатаДмитрий В. пишет:Хотелось посмотреть как ведет себя та или иная РН с массой ПН ниже максимальной (что бы рассчитывалась масса топлива и одновременно отделяемые блоки попадали в нужные районы падения). При этом лень вручную задавать параметры дросселирования.
Дросселирование прекрасно вводится вручную в листе симуляции (это же закрывает п.4).
ЦитатаNeru пишет:У 11К25 и 11Ф36 максимальный скоростной напор ограничивался величиной 3000 кгс/кв. м. У Зенита-2 под 6000 кгс/кв. м или около того. Значение Qmax определяется, скорее всего соображениями устойчивости движения, нежели прочностью ГО или аэродинамическим сопротивлением.ЦитатаДмитрий В. пишет:Потому как этот параметр задается, как ограничение, именно для КГЧ. Например, для ПТК НП это 4000 кгс/м2 а для автоматических аппаратов под обтекателем ГО 5400 кгс/м2. При этом, если РН имеет боковые блоки, подобно Агнаре, при расчете энергетических характеристик необходимо учитывать аэродинамическое сопротивление всей РН. И следовательно может сложиться ситуация, когда для РН параметр шкалит, а для ПН он не превышен.
По п.2 не понятно, что значит "отдельно рассчитать скоростной напор" для ГО? Зачем?
ЦитатаNeru пишет:Раз речь зашла об усовершенствовании расчетки, то могу выложить таблицу, где дросселированием можно управлять после сброса блоков первой ступени (через Input, а не через Simulation).
Если у кого есть мысли о полезном или что-то интересное уже реализовано - прошу рассказать.
ЦитатаNeru пишет:Модель атмосферы в исходном спредшите - "левоватая". У меня уже модель атмосферы близкая к СА-81.
Посмотрел, что для чего используется ... температура атмосферы - только для расчета атмосферного давления на определенной высоте. А атмосферное давление - только для силы тяги двигателей.
Аэродинамика от высоты тут не зависит ... ну я понимаю, что потери от аэродинамики небольшие, но это же "не правильно" . зависит. Но есть ошибка. В расчете скоростного напора должна присутствовать плотность воздуха, а в формуле скоростного напора используется атмосферное давление, умноженная на базовую плотность воздуха ... для первого приближения - нормально, но можно и чуток точнее.
ЦитатаNeru пишет:Су приравняйте к нулю.
Попробовал посмотреть как моделирует падение отделяющихся блоков. Пока могу сказать ,что "прикольно". Как только падает до атмосферы - с километров 20-ти начинает планировать. Улетает в сторону на 35-40 км. Убрал аэродинамику при падении от слова вообще. Тоже не то, падает по баллистической и тоже промахивается.
Пока закопался в управление, хочу заставить крутиться при спуске, как на видео при отделении боковых блоков Союза. Если и с этим будет лажа, буду ещё что-либо придумывать.
ЦитатаУравнения движения составляются в т.н. орбитальной системе координат (прямоугольной вращающейся системе координат, связанной с ракетой и центром Земли). С учетом центробежного и кориолисова ускорений, эти уравнения являются точными (в том смысле, что они точно учитывают эффекты, связанные с вращением системы координат, кривизной поверхности и пр.).Но есть одно но - это то, как в этой модели учитывается вращение Земли и, самое "претензионное" - как учитывается вращение атмосферы, которая движется относительно модели РН точно так же, как и Земля.
ЦитатаNeru пишет:Никакого снова нет. Атмосфера вращается с той же скоростью, что и Земля. Во всяком случае, никаких сносов, кроме ветра, в баллистических расчетах не учитывается.
И так же, как и вращение Земли, одновременное с Землей вращение атмосферы должно или "помогать" или нет. Самый интересный вариант - запуск с экватора на полярную орбиту, перпендикулярную экватору. В этом случае атмосфера будет конкретно мешать, и для выхода на такую орбиту придется не только "обнулить" ту скорость, которая возникла из-за нахождения места старта на экваторе, но и затрачивать дополнительную энергию для преодоления сноса от движущейся атмосферы...
ЦитатаNeru пишет:А что самому не написать? Дорабатывать чужое сложнее.
Но как база для более-менее нормального моделирования - подходит, поэтому буду думать как её доработать.
ЦитатаNeru пишет:ЛончМодель не предназначена для точных баллистических расчетов. Это неплохой инструмент для оценки энергетики и основных кинематических параметров. Т.е. оптимизировать ОПП, более-менее точно рассчитать грузоподъемность - она может.
Пока склоняюсь к мысли, что более-менее верные результаты данная расчетка может давать лишь для случая запуска с экватора, и то на наклонение совпадающее с экватором. В остальных случаях будут значительные отличия из-за отличия из-за сильного упрощения модели Земли ...
Но как база для более-менее нормального моделирования - подходит, поэтому буду думать как её доработать.
ЦитатаNeru пишет:Это называется "теория автоматического управления" - ТАУ.
Пока задался целью осмыслить запуск с экватора на полярную орбиту - перпендикулярную экватору. В этом случае РН должна совершить дополнительный маневр для "обнуления" той скорости, которая возникла из-за нахождения старта на экваторе. Думаю как правильно этот маневр смоделировать. Получается, что кроме управления по тангажу, необходимо ещё управлять рысканьем, а сам запуск производить чуть ли не против вращения Земли.
Однако, найти бы литературу, где это описано и знать как это называется.
Цитата: Subrogator от 10.09.2020 14:08:57Товарищи, считал тут в спредшите ракету, в какой-то момент решил поменять наклонение космодрома и... ничего не произошло... Стал смотреть зависимости формул и выяснил, что значение ячейки наклонения космодрома в вкладке main ни на что не влияет. Причем в исходнике с сайта ратмана всё точно так же.При изменении широты старта, как минимум должно измениться значение Earth rotation velocity. При этом надо иметь в виду, что наклонение орбиты не может быть меньше значения широты старта (спредшит считает траекторию в плоской постановке, возможность моделирования манёвров по рысканью не предусмотрена).
В связи с этим вопрос: нет ли у кого версии спредшита, в которой это пофикшено? Ну или какие другие улучшения кто сделал... Можете ли поделиться?
PS. Для прикидочных расчетов спредшит - великолепный инструмент, и я не думаю, что Ратман сильно обидется, если на форуме будет лежать "исправленная и дополненная" версия.
Цитата: Subrogator от 10.09.2020 15:41:35Да, этот параметр меняется, но сама ячейка Earth rotation velocity ни на что больше не влияет. И есть ячейка Earth rotation gain в блоке orbit. Она зависит от радиуса земли и наклонения целевой орбиты. И именно она используется в дальнейших расчётах.Думаю, что Earth rotation velocity - это константа, и меняться не должна. А вот местная начальная скорость, зависящая от вращения земли (видимо, это Earth rotation gain)- должна зависеть от широты и наклонения орбиты. Эта скорость максимальна при запуске с экватора на запад с нулевым наклонением орбиты.
Во вкладке simulation параметр Vx(abs) берёт начальное значение именно из ячейки Earth rotation gain.
То есть изменяя наклонение орбиты мы влияем на параметры полёта, а изменяя наклонение космодрома - нет. Думаю что это неправильно
Цитата: cross-track от 10.09.2020 16:01:46Не знаю, у кого как, но у меня константа именно Earth rotation gainЦитата: Subrogator от 10.09.2020 15:41:35Да, этот параметр меняется, но сама ячейка Earth rotation velocity ни на что больше не влияет. И есть ячейка Earth rotation gain в блоке orbit. Она зависит от радиуса земли и наклонения целевой орбиты. И именно она используется в дальнейших расчётах.Думаю, что Earth rotation velocity - это константа, и меняться не должна. А вот местная начальная скорость, зависящая от вращения земли (видимо, это Earth rotation gain)- должна зависеть от широты и наклонения орбиты. Эта скорость максимальна при запуске с экватора на запад с нулевым наклонением орбиты.
Во вкладке simulation параметр Vx(abs) берёт начальное значение именно из ячейки Earth rotation gain.
То есть изменяя наклонение орбиты мы влияем на параметры полёта, а изменяя наклонение космодрома - нет. Думаю что это неправильно
Цитата: Дмитрий В. от 10.09.2020 16:38:32Не знаю, у кого как, но у меня константа именно Earth rotation gainЭто не константа :)
ЦитатаИ кстати, с учётом того обстоятельства, что у России в промежутке наклонений от 1 до 62 градусов кроме МКС спутников НЕТ (пара учебных кубосатов не в счёт), холивар об оптимальности местоположения Восточного заиграл новыми красками (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)А с учётом того, что в промежутке наклонений от нуля до 1 десятка полтора важнейших КА - какого цвета станет холивар?
Цитата: Bell от 10.09.2020 16:45:35Бес попутал :-[ Earth rotation velocity - это линейная скорость вращения Земли на широте старта. Earth rotation gain - добавка к скорости РН от линейного вращения Земли для выбранного наклонения. Если широта старта и наклонение однинаковы, в Лонч Модель эти два значения совпадают.Цитата: Дмитрий В. от 10.09.2020 16:38:32Не знаю, у кого как, но у меня константа именно Earth rotation gainЭто не константа :)
Это ячейка, куда надо вписывать планируемое наклонение орбиты для данного расчета :)
Эээ... Дмитрий Саныч, а ты, что? Ничего там не менял все это время?... ;)
Прибегает Чебурашка к Гене:
- Гена, нам посылку прислали: 10 апельсинов, по 8 каждому!
- Как это по 8?
- Не знаю как ты там считаешь, но я свои 8 съел!
Цитата: ZOOR от 10.09.2020 17:47:01Вот о том и речь. Если не надо к МКС или на ГСО - Плесецка хватаетКстати, о частностях. Все обратили внимание, что у "Союза-2.1в" максимальная грузоподъёёмность на НОО достигается при наклонениях орбит в 82,4 град, а вовсе не на 62,8
Цитата: Дмитрий В. от 10.09.2020 18:14:15На 82 он булькает в море, на оптимальной дальности, а на 62,8 вынужден целиться в выделенный РП.Цитата: ZOOR от 10.09.2020 17:47:01Вот о том и речь. Если не надо к МКС или на ГСО - Плесецка хватаетКстати, о частностях. Все обратили внимание, что у "Союза-2.1в" максимальная грузоподъёёмность на НОО достигается при наклонениях орбит в 82,4 град, а вовсе не на 62,8
Цитата: ZOOR от 10.09.2020 19:04:23Именно. Возможно, и ГО можно сбросить раньше. Кстати, для 82,4 град спредшит даёт Мпг=2975 кг, т.е. на 75 кг меньше, чем максимальные 3050 кг.Цитата: Дмитрий В. от 10.09.2020 18:14:15На 82 он булькает в море, на оптимальной дальности, а на 62,8 вынужден целиться в выделенный РП.Цитата: ZOOR от 10.09.2020 17:47:01Вот о том и речь. Если не надо к МКС или на ГСО - Плесецка хватаетКстати, о частностях. Все обратили внимание, что у "Союза-2.1в" максимальная грузоподъёёмность на НОО достигается при наклонениях орбит в 82,4 град, а вовсе не на 62,8
Что на LaunchModel вообще нельзя учесть ИМХО
Цитата: ZOOR от 10.09.2020 19:04:23На 82 он булькает в море, на оптимальной дальности, а на 62,8 вынужден целиться в выделенный РП.Косвенно можно, имитируя бОльший остаток топлива: уменьшая массу заправки и завышая на эту же величину массу конструкции, чтобы сохранить стартовую массу
Что на LaunchModel вообще нельзя учесть ИМХО
Цитата: Neru от 07.09.2018 14:40:21Пока задался целью осмыслить запуск с экватора на полярную орбиту - перпендикулярную экватору. В этом случае РН должна совершить дополнительный маневр для "обнуления" той скорости, которая возникла из-за нахождения старта на экваторе. Думаю как правильно этот маневр смоделировать. Получается, что кроме управления по тангажу, необходимо ещё управлять рысканьем, а сам запуск производить чуть ли не против вращения Земли.Для той точности, с которой вычисляет спредшит, достаточно теоремы косинусов, причем даже несферической.
Цитата: Bell от 11.09.2020 18:11:39А почему 7900, а не скорость на опорной орбите?Да просто взял первую космическую
Цитата: Subrogator от 10.09.2020 17:13:56Попался мне вот такой текстик (https://smoliarm.livejournal.com/421630.html), из которого следует, что при стартах на более высокие наклонения выгоднее использовать высокоширотные космодромы. Да, потери от низкоширотного местоположения космодрома при стрельбе "вверх" гораздо меньше, чем изменение наклонения "вниз", но эти потери есть. Думаю сейчас в спредшите проверю, насколько это большие потери, а тут облом :oКакой забавный демагог этот smoliarm
Цитата: Bell от 10.09.2020 16:44:32Посмотрел сейчас - мда, как-то странно :)Не понятно, как это широта не имеет значения, а влияет только наклонение.
Широта точки старта действительно ни на что не влияет.
Хотя наверно это правильно, все равно наклонение орбиты важнее, чем широта - она не может быть меньше широты, а если больше, то широта (и местная скорость вращения) не имеет значения.
То есть менять надо именно Earth rotation gain, а на остальное плевать
Цитата: Bell от 12.09.2020 13:18:58Выше Плейшнер наглядно показывает, что именно в этом предельном случае (запуск с экватора на полярную орбиту) эта поперечная составляющая всего 14 м/с. Фактически это в пределах погрешности спредшита.Плейшнера не читал, но осуждаю :D : поперечная составляющая всего 14 м/с -как то маловато. На экваторе добавочная скорость в районе 450 м/с, и ее всю нужно погасить, если запускаем на полярную орбиту. Где здесь фокус, позволяющий вместо 450 м/с гасить 14 м/с?
Цитата: cross-track от 12.09.2020 13:24:55Где здесь фокус, позволяющий вместо 450 м/с гасить 14 м/с?https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=5198.msg2035516#msg2035516
Цитата: Bell от 12.09.2020 13:26:52А, теперь увидел, где фокус! Неправильный фокус в том, что берется конечная скорость ракеты, до которой нужно еще добраться! Если вы при запуске будете компенсировать только 14 м/с, то ракету будет "сносить" сразу после запуска запад со скоростью 440 м/с, а потом с меньшей скоростью, но все равно снос будет. И азимут угла вначале будет существенно больше 3-х градусов, чтобы скомпенсировать этот снос.Цитата: cross-track от 12.09.2020 13:24:55Где здесь фокус, позволяющий вместо 450 м/с гасить 14 м/с?https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=5198.msg2035516#msg2035516
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:01:14Надо рисовать.А почему вы берете конечную скорость 7900?
Обычный треугольник скоростей:
-имеем вектор a длиной 465
-хотим получить вектор b длиной 7900
-для этого к вектору a надо прибавить вектор c
Длина этого вектора в общем случае определяется из теоремы косинусов,
но в нашем случае прямоугольного треугольника она сводится до теоремы Пифагора.
с =7914.
Цитата: cross-track от 12.09.2020 19:09:21А почему вы берете конечную скорость 7900?Мы еЁ хотим получить?
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:11:10Конечно! Но после старта до этой скорости нужно еще добираться около десяти минут, и все это время скорость будет меньше 7900.Цитата: cross-track от 12.09.2020 19:09:21А почему вы берете конечную скорость 7900?Мы еЁ хотим получить?
Цитата: cross-track от 12.09.2020 13:36:49то ракету будет "сносить" сразу после запуска западА-а, понял о чем вы.
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:17:52А какой закон управления вектором тяги вы предлагаете? Лететь до достижения конечной скорости, не обращая внимание на начальную добавку скорости (за счет вращения Земли), как будто ее нет, и в конце подкорректировать конечную скорость, чтобы выправить наклонение орбиты? Но наклонение корректируют обычно вблизи пересечения экватора, иначе будет геморрой с изменением других орбитальных параметров.Цитата: cross-track от 12.09.2020 13:36:49то ракету будет "сносить" сразу после запуска западА-а, понял о чем вы.
Ну так и пусть сносит. Главное что в конце концов ракета полетит строго вдоль меридиана, что и требуется
Цитата: cross-track от 12.09.2020 19:26:29А какой закон управления вектором тяги вы предлагаете?А никакой :)
Цитата: Bell от 12.09.2020 19:48:05А с Куру разве не запускают?"практически" применил только как противоположность "теоретически" :D
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:42:36Мне просто интересно, как раскручивают гироскопы. Привязываются, к какой-то инерциальной СО? Или к локальной (местной) квазиинерциальной СО?Цитата: cross-track от 12.09.2020 19:26:29А какой закон управления вектором тяги вы предлагаете?А никакой :)
За малостью затрат, проблемы запуска с экватора на полярную орбиту практически не существует
Цитата: cross-track от 12.09.2020 20:03:32Мне просто интересно, как раскручивают гироскопы. Привязываются, к какой-то инерциальной СО? Или к локальной (местной) квазиинерциальной СО?Это вы ZOORа попытайте.
Цитата: cross-track от 12.09.2020 20:03:32А Абсолютные инерциальные системы вообще существуют?Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:42:36Мне просто интересно, как раскручивают гироскопы. Привязываются, к какой-то инерциальной СО? Или к локальной (местной) квазиинерциальной СО?Цитата: cross-track от 12.09.2020 19:26:29А какой закон управления вектором тяги вы предлагаете?А никакой :)
За малостью затрат, проблемы запуска с экватора на полярную орбиту практически не существует
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:17:52Ну так и пусть сносит. Главное что в конце концов ракета полетит строго вдоль меридиана, что и требуетсяНет, даже в конце ракета НЕ полетит строго вдоль земного меридиана, ибо относительно ИСО земной меридиан вращается со скоростью вращения Земли.
Цитата: Дмитрий В. от 12.09.2020 20:49:38Механические гироскопы выставляются в инерциальной стартовой системе координат. ЕМНИП: Ось Х - в плоскости стрельбы, У - по местной вертикали, Z - направлена в точку весеннего равноденствия.Я что-то смутно помню, что в инерциальной стартовой системе координат одна ось - по местной вертикали, вторая - по азимуту стрельбы, а третья - дополняет первые две до правой СК (лежит практически в плоскости стрельбы).
В бесплатформенных системах используется связная система координат, а все остальные углы, координаты в инерциальной системе пересчитываются в БЦВМ.
Опять, же ЕМНИП.
ЗЫ. Наверное, соврал - если в точку весеннего равноденствия, то правая СК может и не получиться.
Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:03:05Относительная стартовая система координат OXстYстZст - начало системы координат находится в точке старта, ось OXст направлена по азимуту стрельбы в местной горизонтальной плоскости, ось OYст вверх по местной вертикали, ось OZст дополняет систему до правойЦитата: Дмитрий В. от 12.09.2020 20:49:38Механические гироскопы выставляются в инерциальной стартовой системе координат. ЕМНИП: Ось Х - в плоскости стрельбы, У - по местной вертикали, Z - направлена в точку весеннего равноденствия.Я что-то смутно помню, что в инерциальной стартовой системе координат одна ось - по местной вертикали, вторая - по азимуту стрельбы, а третья - дополняет первые две до правой СК (лежит практически в плоскости стрельбы).
В бесплатформенных системах используется связная система координат, а все остальные углы, координаты в инерциальной системе пересчитываются в БЦВМ.
Опять, же ЕМНИП.
ЗЫ. Наверное, соврал - если в точку весеннего равноденствия, то правая СК может и не получиться.
Цитата: Reader от 12.09.2020 21:16:34Вот-вот, об этом я и говорю.Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:03:05Относительная стартовая система координат OXстYстZст - начало системы координат находится в точке старта, ось OXст направлена по азимуту стрельбы в местной горизонтальной плоскости, ось OYст вверх по местной вертикали, ось OZст дополняет систему до правойЦитата: Дмитрий В. от 12.09.2020 20:49:38Механические гироскопы выставляются в инерциальной стартовой системе координат. ЕМНИП: Ось Х - в плоскости стрельбы, У - по местной вертикали, Z - направлена в точку весеннего равноденствия.Я что-то смутно помню, что в инерциальной стартовой системе координат одна ось - по местной вертикали, вторая - по азимуту стрельбы, а третья - дополняет первые две до правой СК (лежит практически в плоскости стрельбы).
В бесплатформенных системах используется связная система координат, а все остальные углы, координаты в инерциальной системе пересчитываются в БЦВМ.
Опять, же ЕМНИП.
ЗЫ. Наверное, соврал - если в точку весеннего равноденствия, то правая СК может и не получиться.
Цитата: Reader от 12.09.2020 21:16:34Эта система жёстко связана с вращающейся Землёй, в отличие от инерциальной. Меня, кстати, всегда забавлял вид траектории в инерциальной и относительной стартовых СК в начальной стадии полёта. Скажем, при старте с Байконура Vx=0 во второй, тогда как в первой - более 300 м/с, угол наклона траектории в первой - 0 град, во второй 90 град.Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:03:05Относительная стартовая система координат OXстYстZст - начало системы координат находится в точке старта, ось OXст направлена по азимуту стрельбы в местной горизонтальной плоскости, ось OYст вверх по местной вертикали, ось OZст дополняет систему до правойЦитата: Дмитрий В. от 12.09.2020 20:49:38Механические гироскопы выставляются в инерциальной стартовой системе координат. ЕМНИП: Ось Х - в плоскости стрельбы, У - по местной вертикали, Z - направлена в точку весеннего равноденствия.Я что-то смутно помню, что в инерциальной стартовой системе координат одна ось - по местной вертикали, вторая - по азимуту стрельбы, а третья - дополняет первые две до правой СК (лежит практически в плоскости стрельбы).
В бесплатформенных системах используется связная система координат, а все остальные углы, координаты в инерциальной системе пересчитываются в БЦВМ.
Опять, же ЕМНИП.
ЗЫ. Наверное, соврал - если в точку весеннего равноденствия, то правая СК может и не получиться.
Цитата: cross-track от 12.09.2020 20:59:05А если неземного?Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:17:52Ну так и пусть сносит. Главное что в конце концов ракета полетит строго вдоль меридиана, что и требуетсяНет, даже в конце ракета НЕ полетит строго вдоль земного меридиана, ибо относительно ИСО земной меридиан вращается со скоростью вращения Земли.
Цитата: Reader от 12.09.2020 21:16:34Относительная стартовая система координат OXстYстZст - начало системы координат находится в точке старта, ось OXст направлена по азимуту стрельбы в местной горизонтальной плоскости, ось OYст вверх по местной вертикали, ось OZст дополняет систему до правойТеперь вопрос: для чисто полярной орбиты (с наклонением 90 градусов) чему равен азимут стрельбы?
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 21:30:37Чтобы ракета полетела строго вдоль "инерциального" меридиана, нужно правильно управлять ее полетом. Это требует затрат горючего на всем участке выведения, и это нужно оценить.Цитата: cross-track от 12.09.2020 20:59:05А если неземного?Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:17:52Ну так и пусть сносит. Главное что в конце концов ракета полетит строго вдоль меридиана, что и требуетсяНет, даже в конце ракета НЕ полетит строго вдоль земного меридиана, ибо относительно ИСО земной меридиан вращается со скоростью вращения Земли.
Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:46:02Теперь вопрос: для чисто полярной орбиты (с наклонением 90 градусов) чему равен азимут стрельбы?Никогдо не стрелял на ССО, не знаю.
Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:49:07Вдоль местного.Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 21:30:37Чтобы ракета полетела строго вдоль "инерциального" меридиана, нужно правильно управлять ее полетом. Это требует затрат горючего на всем участке выведения, и это нужно оценить.Цитата: cross-track от 12.09.2020 20:59:05А если неземного?Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:17:52Ну так и пусть сносит. Главное что в конце концов ракета полетит строго вдоль меридиана, что и требуетсяНет, даже в конце ракета НЕ полетит строго вдоль земного меридиана, ибо относительно ИСО земной меридиан вращается со скоростью вращения Земли.
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 21:57:14Т.е. ракета летит все-таки вдоль местного земного меридиана?Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:49:07Вдоль местного.Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 21:30:37Чтобы ракета полетела строго вдоль "инерциального" меридиана, нужно правильно управлять ее полетом. Это требует затрат горючего на всем участке выведения, и это нужно оценить.Цитата: cross-track от 12.09.2020 20:59:05А если неземного?Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:17:52Ну так и пусть сносит. Главное что в конце концов ракета полетит строго вдоль меридиана, что и требуетсяНет, даже в конце ракета НЕ полетит строго вдоль земного меридиана, ибо относительно ИСО земной меридиан вращается со скоростью вращения Земли.
Цитата: cross-track от 12.09.2020 22:05:06Т.е. ракета летит все-таки вдоль местного земного меридиана?
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 22:14:55Местный меридиан понятие астрономическое.А как вы себе представляете полет ракеты вдоль местного астрономического меридиана в первые секунды после пуска?Цитата: cross-track от 12.09.2020 22:05:06Т.е. ракета летит все-таки вдоль местного земного меридиана?
Местный меридиан понятие астрономическое, не географическое
Цитата: Дмитрий В. от 12.09.2020 21:28:35Эта система жёстко связана с вращающейся Землёй, в отличие от инерциальной. Меня, кстати, всегда забавлял вид траектории в инерциальной и относительной стартовых СК в начальной стадии полёта. Скажем, при старте с Байконура Vx=0 во второй, тогда как в первой - более 300 м/с, угол наклона траектории в первой - 0 град, во второй 90 град.Если ее заморозить на момент запуска ГП,то будет инерциальная. С более 300 м/с. Я привык.
Цитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18углы "альфа" берем из любезно предоставленных Дмитрием В расчетовУ Дмитрия В "альфы" часом не угол атаки?
Цитата: Bell от 11.01.2021 20:06:29Часом да, но там же нет угла отклонения оси двигателя, так что угол атаки служит для этого.Потери на управление отражают, сколько интегрально отклонялся вектор тяги от продольной оси изделия.
Цитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18Попробовал тут посчитать потери на управление на третьей ступени Ангары и наткнулся на нестыковку с результатами ЛончМоделиИскать ошибку в твоих вычислениях.
Формула расчета (почти)всех потерь из, например, широко известной книги Шунейко
(https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/13f-1.gif)
Последнее - как раз потери на управление.
Сила F равна 30тс *9,8067 = 294200 Н, массу берем ПН 25,4 т, 3-я ступень Мст 40,1 т, Мкон 4,7 т, углы "альфа" берем из любезно предоставленных Дмитрием В расчетов всяческой Ангары. Дальше считаем итерацией посекундно.
Получаем примерно 415 м/с суммарных потерь за 424 сек работы 3-й ступени.
Опс, а в ЛончМодели суммарные потери на 3-й ступени всего 185 м/с, примерно.
Как с этим быть?
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:16:24По определению потерь ХС на управление используется именно угол атаки (потери от отклонения оси ЖРД от продольной оси РН для верхних ступеней пренебрежимо малы).Цитата: Bell от 11.01.2021 20:06:29Часом да, но там же нет угла отклонения оси двигателя, так что угол атаки служит для этого.Потери на управление отражают, сколько интегрально отклонялся вектор тяги от продольной оси изделия.
Без балансировочных зависимостей их оценить невозможно.
Поскольку чтоб стать на нужный угол атаки (изменить направление движения) надо отклонить ДУ, набрать требуемую угловую, выставить ДУ в "0", дождаться набора нужного угла и погасить угловую скорость обратным порядком.
Вот это потери на управление в Вашей формуле.
Угол атаки использовать нельзя, поскольку он "постоянный".
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:23:59По определению потерь ХС на управление используется именно угол атаки (потери от отклонения оси ЖРД от продольной оси РН для верхних ступеней пренебрежимо малы).Местный угол атаки.
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:26:01Совсем нет. Поскольку гравпотери зависят от угла наклона траектории.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:23:59По определению потерь ХС на управление используется именно угол атаки (потери от отклонения оси ЖРД от продольной оси РН для верхних ступеней пренебрежимо малы).Местный угол атаки.
То есть потери на управление тождественны гравитационным.
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:28:34Совсем нет. Поскольку гравпотери зависят от угла наклона траектории.Гравпотери зависят от угла отклонения продольной оси изделия от линии местного горизонта.
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:26:01Местный угол атаки.А что такое "местный угол атаки" ?
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:28:34Совсем нет. Поскольку гравпотери зависят от угла наклона траектории.Гравпотери зависят от угла отклонения продольной оси изделия от линии местного горизонта.
(https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/13f-1.gif)
Второй член.
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.Завтра нарисую или с книги какой передеру.
Цитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18Попробовал тут посчитать потери на управление на третьей ступени Ангары и наткнулся на нестыковку с результатами ЛончМоделиПохоже, Белл зарылся в расчётах. Поэтому я за него сделаю оценку потерь ХС на программное управления для Ангары-А5. Оценка достаточно грубая, но допустимая, учитывая тот факт, что ускорения и углы атаки на третьей ступени меняются медленно и плавно и можно использовать некие усреднённые их значения. Итак, среднее ускорение на АУТ-3 ст составляет примерно 7,2 м/с^2. Средний угол атаки (на глаз с графика) - примерно 13 град. Время АУТ-3 в спредшите 426 сек (немного больше, чем у Белла, но это идёт в запас).
Формула расчета (почти)всех потерь из, например, широко известной книги Шунейко
(https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/13f-1.gif)
Последнее - как раз потери на управление.
Сила F равна 30тс *9,8067 = 294200 Н, массу берем ПН 25,4 т, 3-я ступень Мст 40,1 т, Мкон 4,7 т, углы "альфа" берем из любезно предоставленных Дмитрием В расчетов всяческой Ангары. Дальше считаем итерацией посекундно.
Получаем примерно 415 м/с суммарных потерь за 424 сек работы 3-й ступени.
Опс, а в ЛончМодели суммарные потери на 3-й ступени всего 185 м/с, примерно.
Как с этим быть?
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:16:57Проверил - все правильно, формулы верныеЦитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18Попробовал тут посчитать потери на управление на третьей ступени Ангары и наткнулся на нестыковку с результатами ЛончМоделиИскать ошибку в твоих вычислениях.
Формула расчета (почти)всех потерь из, например, широко известной книги Шунейко
(https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/13f-1.gif)
Последнее - как раз потери на управление.
Сила F равна 30тс *9,8067 = 294200 Н, массу берем ПН 25,4 т, 3-я ступень Мст 40,1 т, Мкон 4,7 т, углы "альфа" берем из любезно предоставленных Дмитрием В расчетов всяческой Ангары. Дальше считаем итерацией посекундно.
Получаем примерно 415 м/с суммарных потерь за 424 сек работы 3-й ступени.
Опс, а в ЛончМодели суммарные потери на 3-й ступени всего 185 м/с, примерно.
Как с этим быть?
Цитата: Bell от 11.01.2021 21:25:09См. выше. Ты где-то ошибся в несколько раз.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:16:57Проверил - все правильно, формулы верныеЦитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18Попробовал тут посчитать потери на управление на третьей ступени Ангары и наткнулся на нестыковку с результатами ЛончМоделиИскать ошибку в твоих вычислениях.
Формула расчета (почти)всех потерь из, например, широко известной книги Шунейко
(https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/13f-1.gif)
Последнее - как раз потери на управление.
Сила F равна 30тс *9,8067 = 294200 Н, массу берем ПН 25,4 т, 3-я ступень Мст 40,1 т, Мкон 4,7 т, углы "альфа" берем из любезно предоставленных Дмитрием В расчетов всяческой Ангары. Дальше считаем итерацией посекундно.
Получаем примерно 415 м/с суммарных потерь за 424 сек работы 3-й ступени.
Опс, а в ЛончМодели суммарные потери на 3-й ступени всего 185 м/с, примерно.
Как с этим быть?
вот можешь сам посмотреть:
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 21:27:06См. выше. Ты где-то ошибся в несколько раз.Нет.
Цитата: Bell от 11.01.2021 21:31:14Ну, вот и источник ошибки. В формуле "а" - это индекс, а не ускорение. ;) И если всё посчитать правильно, по твоей экселевской счталке, то потери на управление составят даже меньше, чем по моей оценке - всего около 65 м/с.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 21:27:06См. выше. Ты где-то ошибся в несколько раз.Нет.
Это ты ошибся. В формуле F*a/m = a^2, а ты просто на а (7,2 м/с2) умножаешь ;)
Цитата: Bell от 11.01.2021 21:42:41бляяя...Кстати, легко проверялось по размерности - банальные метры в секунду.
Цитата: Bell от 11.01.2021 21:46:06Ну это что-то совсем мало.Ты по поводу размерности? так это не про величину, а про то, что у тебя получалось ускорение в квадрате под интегралом, да ещё и умноженное на время, а должна быть размерность скорости.
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 21:50:19Да это ясно...Цитата: Bell от 11.01.2021 21:46:06Ну это что-то совсем мало.Ты по поводу размерности? так это не про величину, а про то, что у тебя получалось ускорение в квадрате под интегралом, да ещё и умноженное на время, а должна быть размерность скорости.
Цитата: Bell от 11.01.2021 21:54:55Но всё-таки что-то не так. Нестеров пишет про 935 м/с потерь на управление, у тебя все расчеты слегка завышенные - что-то должно быть...На самом деле точность спредшита почти целиком определяется точностью знаний исходных данных (неточность модели обычно проявляется в таких случаях, как невозможность моделирования боковых манёвров или точной циклограммы, учёт баллистических пауз и т.п.). И если исходные данные известны с высокой точностью, то и Мпг (которая в основном и ищется) будет вычислена с точностью 1-3%. Что касается Нестерова, то у меня есть подозрения, что 935 м/с - это или грубая ошибка/опечатка или сюда включены и гравпотери.
Цитата: Bell от 11.01.2021 21:54:55Но всё-таки что-то не так. Нестеров пишет про 935 м/с потерь на управление, у тебя все расчеты слегка завышенные - что-то должно быть...Кстати, это какая страница и том?
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 22:01:25449-450, том 1Цитата: Bell от 11.01.2021 21:54:55Но всё-таки что-то не так. Нестеров пишет про 935 м/с потерь на управление, у тебя все расчеты слегка завышенные - что-то должно быть...Кстати, это какая страница и том?
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:26:01То есть потери на управление тождественны гравитационным.И гравпотери по сути частный случай потерь на управление. Иногда их выделяют отдельно а иногда нет
Цитата: Bell от 12.01.2021 09:05:51Да, посмотрел. Опечатки быть не может, поскольку он конкретно пишет о снижении потерь на управлениев 7 раз. Но где-то там лажа скрыта.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 22:01:25449-450, том 1Цитата: Bell от 11.01.2021 21:54:55Но всё-таки что-то не так. Нестеров пишет про 935 м/с потерь на управление, у тебя все расчеты слегка завышенные - что-то должно быть...Кстати, это какая страница и том?
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38Вот угол между вектором скорости и местным горизонтом равен нулю.Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:28:34Совсем нет. Поскольку гравпотери зависят от угла наклона траектории.Гравпотери зависят от угла отклонения продольной оси изделия от линии местного горизонта.
(https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/13f-1.gif)
Второй член.
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:14:42В этом случае вектор скорости не коллинеарен продольной оси ракеты.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38Вот угол между вектором скорости и местным горизонтом равен нулю.Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:28:34Совсем нет. Поскольку гравпотери зависят от угла наклона траектории.Гравпотери зависят от угла отклонения продольной оси изделия от линии местного горизонта.
(https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/13f-1.gif)
Второй член.
Вам недоступны вложения в этом разделе.
Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:14:42А, стоп, стоп.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38Вот угол между вектором скорости и местным горизонтом равен нулю.Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:28:34Совсем нет. Поскольку гравпотери зависят от угла наклона траектории.Гравпотери зависят от угла отклонения продольной оси изделия от линии местного горизонта.
(https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/13f-1.gif)
Второй член.
Вам недоступны вложения в этом разделе.
Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?
Цитата: cross-track от 12.01.2021 19:21:05В этом случае вектор скорости не коллинеарен продольной оси ракеты.А что он должен быть коллинеарен?
Цитата: Bell от 12.01.2021 19:21:06Они появляются, если вектор тяги будет неколлинеарен вектору Р на этом рисунке.Они появятся, если вектор тяги отклонится от продольной оси ракеты.
Цитата: Bell от 12.01.2021 19:27:11А потери на управление это косинус между Р и V.Нет!
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:27:17Углом атаки называется угол между продольной осью ЛА и направлением полета. Но потери на управление в случае ракеты с УВТ пропорциональны косинусу угла между вектором тяги ОТКЛОНЕННОГО двигателя и направлением полета, даже если ось ракеты строго совпадает с этим направлением.Цитата: cross-track от 12.01.2021 19:21:05В этом случае вектор скорости не коллинеарен продольной оси ракеты.А что он должен быть коллинеарен?
Эта неколлинеарность называется углом атаки
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:28:27Потери на управление это разница между векторами тяги и направления полета. То есть часть тяги двигателя идет вбок и не создает движущей силы. Это не имеет никакого отношения к силе тяжести (гравпотерям) и будет даже если ракета летит с отклоненным двигателем в абсолютно свободном межгалактическом прстванстве.Цитата: Bell от 12.01.2021 19:21:06Они появляются, если вектор тяги будет неколлинеарен вектору Р на этом рисунке.Они появятся, если вектор тяги отклонится от продольной оси ракеты.
Но не через угол атаки.Цитата: Bell от 12.01.2021 19:27:11А потери на управление это косинус между Р и V.Нет!
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:14:42Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38Вот угол между вектором скорости и местным горизонтом равен нулю.Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:28:34Совсем нет. Поскольку гравпотери зависят от угла наклона траектории.Гравпотери зависят от угла отклонения продольной оси изделия от линии местного горизонта.
(https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/13f-1.gif)
Второй член.
Вам недоступны вложения в этом разделе.
Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:36:15А, ну да, навправление полета же параллельно горизонтали.Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:14:42Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38Вот угол между вектором скорости и местным горизонтом равен нулю.Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:28:34Совсем нет. Поскольку гравпотери зависят от угла наклона траектории.Гравпотери зависят от угла отклонения продольной оси изделия от линии местного горизонта.
(https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/13f-1.gif)
Второй член.
Вам недоступны вложения в этом разделе.
Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?
Совершенно верно
Цитата: Bell от 12.01.2021 19:37:58А, ну да, навправление полета же параллельно горизонтали.
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:36:15Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталнойЦитата: undefinedЕсли так лететь, то гравпотери будут нулевые?
Совершенно верно
Цитата: Bell от 12.01.2021 19:30:34потери на управление в случае ракеты с УВТ пропорциональны косинусу угла между вектором тяги ОТКЛОНЕННОГО двигателя и направлением полета, даже если ось ракеты строго совпадает с этим направлением.Вам недоступны вложения в этом разделе.
Цитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:40:35И не будет тяги.Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:36:15Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталнойЦитата: undefinedЕсли так лететь, то гравпотери будут нулевые?
Совершенно верно
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:47:19Цитата: Bell от 12.01.2021 19:30:34потери на управление в случае ракеты с УВТ пропорциональны косинусу угла между вектором тяги ОТКЛОНЕННОГО двигателя и направлением полета, даже если ось ракеты строго совпадает с этим направлением.Вам недоступны вложения в этом разделе.
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:40:13Ага. И сила тяжести меняет только направление вектора скорости, но не его модуль. Соответственно, нет и гравитационных потерь.Ситуация: ракета оторвалась и зависла над стартом, не разгоняясь. Выработала всё топливо только на гравпотери.
Цитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:40:35а также во всех иных случаях, когда вектор силы тяжести перпендикулярен вектору скорости.Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:36:15Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталнойЦитата: undefinedЕсли так лететь, то гравпотери будут нулевые?
Совершенно верно
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:40:13Ага. И сила тяжести меняет только направление вектора скорости, но не его модуль. Соответственно, нет и гравитационных потерь.Дмитрий Саныч, Вы меня пугаете.
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:54:27Во всех иных случаях, чтобы сохранить вектор скорости перпендикулярно гравитации, надо будет потратитьсяЦитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:40:35Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталнойа также во всех иных случаях, когда вектор силы тяжести перпендикулярен вектору скорости.
Цитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:58:16Появляются потери на управление ;)Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:54:27Во всех иных случаях, чтобы сохранить вектор скорости перпендикулярно гравитации, надо будет потратитьсяЦитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:40:35Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталнойа также во всех иных случаях, когда вектор силы тяжести перпендикулярен вектору скорости.
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:14:42Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 20:08:08Надеюсь последний рисунок на сегодняЗдесь в принципе достаточно популярно написано на примере Сатурн-5:
Вам недоступны вложения в этом разделе.
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:27:17Эта неколлинеарность называется углом атакиВ баллистике ракет углом атаки считают угол между вектором относительной скорости и вектором тяги.
Цитата: Туман Андромедов от 12.01.2021 20:24:51Да, ладно!? В плоской постановке угол атаки всегда был углом между продольной осью ракеты и вектором относиельной скорости.Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:27:17Эта неколлинеарность называется углом атакиВ баллистике ракет углом атаки считают угол между вектором относительной скорости и вектором тяги.
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:27:17вертикальная составляющая силы тяги и скомпенсирует гравпотери, а горизонтальная составляющая обеспечит ускорение по горизонтали или компенсацию сопротивления со стороны атмосферы.Цитата: cross-track от 12.01.2021 19:21:05В этом случае вектор скорости не коллинеарен продольной оси ракеты.А что он должен быть коллинеарен?
Эта неколлинеарность называется углом атаки
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 20:18:51"Боремся" значит с гравитацией а потери на управление? ;)Цитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:58:16Появляются потери на управление ;)Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:54:27Во всех иных случаях, чтобы сохранить вектор скорости перпендикулярно гравитации, надо будет потратитьсяЦитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:40:35Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталнойа также во всех иных случаях, когда вектор силы тяжести перпендикулярен вектору скорости.
Цитата: Туман Андромедов от 12.01.2021 20:24:51В баллистике ракет углом атаки считают угол между вектором относительной скорости и вектором тяги.Ну у каждого может быть своя баллистика. Меня учили по классике.
Цитата: AK222 от 12.01.2021 21:19:06Сколько ХС 3 ст?Где-то 2730 м/с.
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 20:42:06Ну у каждого может быть своя баллистика. Меня учили по классике.Это точно. В каждой избушке - свои погремушки.
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 21:34:34В первом полете, где конечная скорость была 7145, третья ступень не отработала весь РЗТ. То есть там ХС была меньше.Цитата: AK222 от 12.01.2021 21:19:06Сколько ХС 3 ст?Где-то 2730 м/с.
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 21:34:34Что-то мы недопонимаем :'( Вот ещё от Нестерова про потери на А1. Цифры похожие. стр. 293. Необходимость снижения заправки РБ объясняется его низкой тяговооруженностью, вследствие чего полет на участке первого включения происходит на больших углах атаки и потериЦитата: AK222 от 12.01.2021 21:19:06Сколько ХС 3 ст?Где-то 2730 м/с.
Цитата: AK222 от 12.01.2021 22:05:39Про А1.2 - вот как раз очень может быть: тяга УРМ-2 слишком велика для непрерывного выведения на орбиты высотой 500 и более км, в этом случае реально потери на управление могут быть очень большими.Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 21:34:34Что-то мы недопонимаем :'( Вот ещё от Нестерова про потери на А1. Цифры похожие. стр. 293. Необходимость снижения заправки РБ объясняется его низкой тяговооруженностью, вследствие чего полет на участке первого включения происходит на больших углах атаки и потериЦитата: AK222 от 12.01.2021 21:19:06Сколько ХС 3 ст?Где-то 2730 м/с.
характеристической скорости на управление превышают 850 м/с. В результате дальнейшее
увеличение рабочего запаса топлива РБ приводит не к возрастанию массы ПН, а к возрастанию
гравитационных потерь характеристической скорости и потерь на управление.
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 22:09:07Про А1.2 - вот как раз очень может быть: тяга УРМ-2 слишком велика для непрерывного выведения на орбиты высотой 500 и более км, в этом случае реально потери на управление могут быть очень большими.Нестеров пишет про потери Бриза из-за низкой тяговооруженности.