Форум Новости Космонавтики

Тематические разделы => Средства выведения и другие технические вопросы => Тема начата: Form1 от 18.02.2007 14:08:36

Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Form1 от 18.02.2007 14:08:36
Почему 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?

--------------------------------------------------------------------------------------               
Coordinates         Velocity      
Altitude   Distance      Vx   Vx (abs)   Vy
               
200   0      0,0   288,1   0,0
200   0      10,0   298,1   -0,5
200   10      20,0   308,1   -0,9
199   30      30,1   318,2   -1,3
197   60      40,3   328,4   -1,6
196   100      50,4   338,5   -1,9
194   151      60,6   348,7   -2,0
192   211      70,8   358,9   -2,2
190   282      81,0   369,1   -2,2
188   363      91,1   379,2   -2,1
185   454      101,3   389,4   -1,9
184   556      111,4   399,5   -1,6
182   667      121,5   409,6   -1,2
181   789      131,5   419,7   -0,6
180   920      141,5   429,6   0,1
180   1062      151,5   439,6   0,9
181   1213      161,3   449,4   1,9
183   1375      171,1   459,2   3,0
186   1546      180,8   468,9   4,3
190   1726      190,4   478,5   5,8
196   1917      200,0   488,1   7,4
204   2117      209,4   497,5   9,2
213   2326      218,7   506,8   11,2
224   2545      228,0   516,1   13,4
237   2773      237,1   525,2   15,7
253   3010      246,1   534,2   18,2
271   3256      255,0   543,1   21,0
292   3511      263,8   551,9   23,8
316   3775      272,5   560,6   26,9
--------------------------------------------------------------------------------------

Может этот экселевский файл несовместим с Офисом 2003?

Другой вопрос напрямую с LaunchModel не связан, просто давно интересовало: РН в полете вращается вокруг продольной оси (и с какой скоростью) или это тока снаряды и реактивные снаряды?  :lol:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ratman от 18.02.2007 22:37:37
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 оси
Как правило нет.
Только если это нужно для прицеливания сразу после старта.
Или если есть опасения, что ее будут фигачить лазером...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 18.02.2007 23:13:32
Цитата
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.
Раздел Restrictions, в самом низу слева, прямо над графиками. Поставить "+" в ячейках слева от текста (Launch position (deg), Clearing tower (sec), Max turn (deg/sec)).


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:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ratman от 19.02.2007 01:22:18
ЦитатаЗЫ. Ратман, спасибо, Ангара взлетела без проседания :)
Правда, скорость набрала всего 7,3 км/с при заявленной ПН 24,5 т.
А дросселирование посчитали ? (поскольку, как я понял, речь идет об Ангаре-5)

У меня с дросселированием все получается...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 19.02.2007 06:16:37
Кстати, неплохо бы добавить режим дросселирования ДУ 1-й ступени. Сам попробовал пару месяцев назад, но какая-то фигня получается.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ratman от 19.02.2007 07:37:57
ЦитатаКстати, неплохо бы добавить режим дросселирования ДУ 1-й ступени.
Вы знаете ракету у которой бы дросселировалась первая ступень ?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 19.02.2007 06:50:18
Цитата
ЦитатаКстати, неплохо бы добавить режим дросселирования ДУ 1-й ступени.
Вы знаете ракету у которой бы дросселировалась первая ступень ?
SpaceShuttle (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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Игорь Суслов от 19.02.2007 06:14:13
2ratman:
То, что у тебя на сайте (http://www.geocities.com/levinkirill/LaunchModel/) - это и есть крайний релиз лончмодели?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ratman от 19.02.2007 08:18:14
Ладно. Тогда либо

а) Поменяйте напрямую программу тяги в секции Simulation/Throttle (колонки AO, AP, ...).

либо

b) поменяйте формулы в колонке Simulation/Throttle/I (AO) следующим образом:
=($E5<=AO$3)*IF(ISNA($AN5),1,(OFFSET(Main!$D$15,$AN5,AO$3)))
(для AO5 - далее copy/paste)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ratman от 19.02.2007 08:21:38
Цитата2ratman:
То, что у тебя на сайте (http://www.geocities.com/levinkirill/LaunchModel/) - это и есть крайний релиз лончмодели?
По-моему, да...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ratman от 19.02.2007 08:31:03
Цитата2ratman:
То, что у тебя на сайте (http://www.geocities.com/levinkirill/LaunchModel/) - это и есть крайний релиз лончмодели?
... как оказалось, не совсем...
Есть еще одна недоделаная версия. Она чуть покрасивше, но по сути почти то же самое. Еще там, кажется, была пара мелких проблем - поэтому я ее и не выкладывал...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ratman от 19.02.2007 09:39:34
... раз уж такое дело, выложил крайнюю версию - будем считать, что это бета ...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Игорь Суслов от 19.02.2007 07:44:29
Цитата... раз уж такое дело, выложил крайнюю версию - будем считать, что это бета ...
Т.е. эта - http://www.geocities.com/levinkirill/SpaceModel/LaunchModel3.zip ?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ratman от 19.02.2007 09:53:32
ЦитатаТ.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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Игорь Суслов от 19.02.2007 07:55:13
ЦитатаПо здравом размышлении - уберу-ка я ее, пожалуй...
Поздно :)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 19.02.2007 18:15:11
Цитата
Цитата
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.
Раздел Restrictions, в самом низу слева, прямо над графиками. Поставить "+" в ячейках слева от текста (Launch position (deg), Clearing tower (sec), Max turn (deg/sec)).


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:
Хм, 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 19.02.2007 19:48:37
Пожелания и предложения к разработчикам модели :)

1. Расширить список РН
2. Добавить в "стандартном виде" параметры основных космодромов мира.
3. ...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ratman от 20.02.2007 01:39:26
Цитата1. Расширить список РН
2. Добавить в "стандартном виде" параметры основных космодромов мира.
3. ...
Я пока сделаю пункт #3. :)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Игорь Суслов от 20.02.2007 05:23:32
ЦитатаДобавить в "стандартном виде" параметры основных космодромов мира
Я 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ratman от 20.02.2007 07:51:39
ЦитатаЯ могу добавить.
Добавь, если не ломает  8)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Form1 от 20.02.2007 14:55:38
Цитата
ЦитатаТ.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.

А можно еще раз выложить для опоздавших? :oops:
Под видом беты какой-нибудь...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ratman от 22.02.2007 06:56:28
Цитата
Цитата
ЦитатаТ.е. эта - http://www.geocities.com/levinkirill/SpaceModel/LaunchModel3.zip ?
А можно еще раз выложить для опоздавших? :oops:
Под видом беты какой-нибудь...
Я файл оставил - так что  этот линк работает. Но только не нужно оно - ничего существенно нового там нет...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Игорь Суслов от 22.03.2007 05:13:12
Цитата
ЦитатаЯ могу добавить.
Добавь, если не ломает  8)
Не прошло и полугода :)

Скачиваем этот файл MS EXCEL (http://www.promtehsnab-chel.ru/files/misc/spaceports_for_lm3.xls). Вставляем лист из скачанного файла в спредшит ratman'a. Пользуемся также, как и листом "Ракеты" - т.е. copy-paste.
Представлены следующие космодромы и стартовые площадки ракет:
C. Canaveral, Florida
Kourou, Guyane Francaise
Wallops Island
Kwajalein
Edwards AFB, California
GIK-1, Plesetsk
GIK-2, Svobodniy
GIK-5, Baykonur
Kapustin Yar
Kagoshima
Kodiak, Alaska
Palmachim Beach, Israel
Sriharikota, India
San Marco, Kenya
Tanegashima, Nippon
Taiyuan, China
Vandenberg AFB, California
Woomera, Australia
White Sands, New Mexico
Xichang, China
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Salo от 06.06.2007 00:26:53
Вопрос : как сделать время моделирования в спредшите Ратмана больше 1000с.  :D
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Игорь Суслов от 06.06.2007 05:40:48
ЦитатаВопрос : как сделать время моделирования в спредшите Ратмана больше 1000с.  :D
А есть, разве, какие то ограничения? ;)
Выделить и тянуть последнюю строку (всю расчетную часть) вниз до желаемого времени. Т.е. как обычно в Excel'e...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Salo от 06.06.2007 17:07:22
Сппасибо  за подсказку. Испугали значения в последней строке. Но сейчас всё в порядке. :D
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Andrey от 08.12.2009 08:23:35
А где сейчас LaunchModel  живет?
Или может есть какой то аналог?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Игорь Суслов от 08.12.2009 11:28:04
ЦитатаА где сейчас LaunchModel  живет?
Или может есть какой то аналог?
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...
Если вам нужен этот спредшит, могу выложить куда-нибудь...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Andrey от 08.12.2009 08:32:31
ЦитатаЕсли вам нужен этот спредшит, могу выложить куда-нибудь...
Там было небольшое описание к спредшиту я хотел бы его посмотреть.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 08.12.2009 14:12:22
Я надеюсь, Ратмам еще заходит на форум. Там кроме Лончмодели были и другие интересные спредшиты, да плюс весьма полезные поясниловки. Будем надеятся, что он восстановит свою страничку на каком-нибудь другом ресурсе  :roll:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Игорь Суслов от 08.12.2009 15:21:26
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Игорь Суслов от 20.12.2009 07:54:04
Качайте:
Скачать LaunchModel2000.rar с WebFile.RU (http://webfile.ru/4175756) или LaunchModel2000.rar (http://files.wyw.ru/4175763) (спредшит и описание в html)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Andrey от 20.12.2009 07:37:44
ЦитатаКачайте:
Скачать LaunchModel2000.rar с WebFile.RU (http://webfile.ru/4175756) или LaunchModel2000.rar (http://files.wyw.ru/4175763) (спредшит и описание в html)
Спасибо.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Ark от 21.12.2009 15:21:43
ЦитатаКачайте:
Скачать LaunchModel2000.rar с WebFile.RU (http://webfile.ru/4175756) или LaunchModel2000.rar (http://files.wyw.ru/4175763) (спредшит и описание в html)
Спасибо!
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Игорь Суслов от 21.12.2009 17:43:55
"Спасибо" следует сказать ratman'у...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 07.06.2010 13:14:12
Ребята, а где можно найти остальные спедшиты с сайта Ратмана? Я вот хотел посчитать посадку в атмосфере...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Игорь Суслов от 07.06.2010 17:50:23
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.
А что конкретно нужно посчитать? icq 243642177
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Туфи от 27.01.2011 05:52:35
ЦитатаРебята, а где можно найти остальные спедшиты с сайта Ратмана? Я вот хотел посчитать посадку в атмосфере...

Bell use "wayback machine" to obtain at least part of ratman's site. I hope this help you to find a file you are looking for. I just find out that he made ReentryModel and I'm happy to inform that ratman's site will most likely live forever inside the cache of the "wayback machine" :-).
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 24.04.2011 12:19:58
Товарисчи, а кто может подсказать - как правильно считать Sx, Sy, Cx и Cy?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Salo от 24.04.2011 13:29:07
Целиком поддерживаю предыдущего оратора. :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Потусторонний от 24.04.2011 10:46:59
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 24.04.2011 12:50:07
То, что это площади и коэффициент - понятно, конечно. Вопрос - как их считать :)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Salo от 24.04.2011 14:03:44
Цитата
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.
Это понятно. Так и делаю. Но всё же интересно.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 24.04.2011 13:29:47
Те, 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Salo от 24.04.2011 14:37:22
Спасибо, Сэнсей! :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Потусторонний от 24.04.2011 11:45:11
ЦитатаТе, кто пользуется моими моджификациями спредшита ратмана, могут сколько угодно вводить в поле Сх любые значения, ничего не поменяется :D  
А у меня при Сх=1 все РН "падают"  :lol: не поделитесь ли моджификациями спредшита :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Потусторонний от 24.04.2011 11:46:13
ЦитатаТо, что это площади и коэффициент - понятно, конечно. Вопрос - как их считать :)
есть методичка по аэродинамике ракет какогото уральского вуза
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Salo от 24.04.2011 15:57:09
Где она? Я её не чувствую. :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 24.04.2011 15:22:44
Цитата
ЦитатаТо, что это площади и коэффициент - понятно, конечно. Вопрос - как их считать :)
есть методичка по аэродинамике ракет какогото уральского вуза
К спедшиту тоже прилагался вордовский файл с описанием параметров, но я во-первых так и не разобрался в нем, а во-вторых куда-то задевал :)
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!
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Потусторонний от 24.04.2011 14:32:33
Цитата
Цитата
ЦитатаТо, что это площади и коэффициент - понятно, конечно. Вопрос - как их считать :)
есть методичка по аэродинамике ракет какогото уральского вуза
К спедшиту тоже прилагался вордовский файл с описанием параметров, но я во-первых так и не разобрался в нем, а во-вторых куда-то задевал :)
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!
Возможно для сложных объектов типа шаттла или ДХ Су лучше брать 0,5? :roll:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 24.04.2011 16:40:02
ЦитатаВозможно для сложных объектов типа шаттла или ДХ Су лучше брать 0,5? :roll:

Можно взять даже 0,0 :D  Строго говоря, аэродинамика весьма слабо влияет на энергетику РН. Поэтому для программы оценки энергетики и примерной формы оптимизированной траектории (а спредшит именно такая программа) значение Сх и Су особой роли не играет. А если надо составлять полетное задание или оценивать точность выведения, то программу надо использовать другую.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Потусторонний от 24.04.2011 17:53:04
ЦитатаГде 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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Salo от 24.04.2011 21:20:15
Спасибо! :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Потусторонний от 24.04.2011 18:38:01
Обратите 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:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 24.04.2011 20:58:31
Вообще, конечно, ратман памятник заслужил :)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Потусторонний от 28.04.2011 06:51:50
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)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 28.04.2011 10:07:52
ЦитатаДмитрий, Вы реализовали примерно такую зависимость по Сх?
(http://www.braeunig.us/apollo/pics/cd1.gif)

Конечно, 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, затем плавное снижение до М=5 и стабилизация при М>5.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 28.04.2011 14:54:18
Цитата
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)
А числа Ренольдса какие? :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 28.04.2011 14:59:36
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:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 28.04.2011 15:02:24
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.

 Замечу только, что для ракеты Сx существенно меньше за счёт наличия двигателя.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 28.04.2011 14:18:22
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 28.04.2011 15:30:13
Цитата
ЦитатаИ продолжайте впечатывать, зато знаете, что именно считаете.
Не вникая в суть вопроса ляпнул Бродяга.
"Кто писал не знаю, а я, дурак считаю", - так? :wink:
Цитата
ЦитатаЗамечу только, что для ракеты Сx существенно меньше за счёт наличия двигателя.
В этом ее качественное отличие от самолета.
Поясните, что вы имели в виду, - ваше утверждение в контексте может быть верно или нет. :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 28.04.2011 15:00:36
ЦитатаПоясните, что вы имели в виду, - ваше утверждение в контексте может быть верно или нет. :wink:
Каков привет, таков и ответ.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 28.04.2011 18:26:16
Цитата
ЦитатаПоясните, что вы имели в виду, - ваше утверждение в контексте может быть верно или нет. :wink:
Каков привет, таков и ответ.
Я уже понял, что вы сказали произвольную "умную" фразу просто так, "от балды". :smile:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 28.04.2011 17:51:07
Бродяга, вы скушны и банальны в своем троллизме.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 28.04.2011 19:14:45
ЦитатаБродяга, вы скушны и банальны в своем троллизме.
Я не знаю что там Бродяга, а вы банальный болтун. :smile:

 Вы с умным видом перевариваете ахинею, которая выложена выше, но вам надо выпендриться.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 28.04.2011 19:20:57
Цитата[Дмитрий, Вы реализовали примерно такую зависимость по Сх?

Вот такую:
(http://s002.radikal.ru/i200/1104/31/487fdb79e50a.jpg) (http://www.radikal.ru)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 28.04.2011 20:31:10
Цитата
Цитата[Дмитрий, Вы реализовали примерно такую зависимость по Сх?
Вот такую:
(http://s002.radikal.ru/i200/1104/31/487fdb79e50a.jpg) (http://www.radikal.ru)
Для ракеты "зуб" сглажен благодаря влиянию двигателя.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Александр Геннадьевич Шлядинский от 29.04.2011 01:28:05
Цитата
ЦитатаГде 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

Извините за тупой вопрос, но я что-то не допер... в смысле, текст методички я скачал, а сама программка была выложена, или где?  :oops:

И вообще, извиняюсь за офтоп, но коль речь зашла за аэродинамику, я сейчас по роду моих интересов уперся в то, что мне по зарез нужны аэродинамические расчеты моделей. Без этого движение вперед у меня невозможно. Все, что мог выжать опытным путем - выжал. Горе в том, что сам я не аэродинамик. Есть ли в округе человек, который может не только качественно и понятно проконсультировать, но и из чистого интереса-любопытства помочь практически?   :roll:
Если есть ответ, то прошу в личку.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 29.04.2011 11:18:50
По поводу графика, который привёл Дмитрий В. надо заметить, что это, собственно говоря, график не для Cx.

 Cx может быть вообще равен нулю или даже иметь отрицательное[/size] значение. :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Потусторонний от 29.04.2011 08:30:41
По поводу методички ЧГTУ: досталась случайно, программы нет. В начале описаны принципы расчета для разных случаев. Для меня этого достаточно - я ракеты не делаю.  :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 29.04.2011 11:42:15
ЦитатаПерестаньте пугать нулевым Cx . Выкладывайте сразу: когда, где, пароли, явки.
Практически в любом учебнике по аэродинамике. :wink:

 Небольшая подсказка, - "я сказал именно то, что сказал, с точностью до отдельных символов". :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Потусторонний от 29.04.2011 08:46:03
----
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 29.04.2011 12:04:19
Цитата
ЦитатаПрактически в любом учебнике по аэродинамике.
Или конкретно или никак :lol:
"Конкретней не бывает". :wink:

 "Cx" это коэффициент определяющий проекцию аэродинамической силы на продольную ось летательного аппарата. :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Потусторонний от 29.04.2011 09:12:07
--
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 29.04.2011 11:17:38
Цитата
Цитата"Конкретней не бывает". :wink:
 "Cx" это коэффициент определяющий проекцию аэродинамической силы на продольную ось летательного аппарата. :wink:
Откуда, кто передал, достоверность информации?
Ради бога, не кормите тролля. Он же так и этот топик засрет.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 29.04.2011 14:24:37
Цитата
Цитата
Цитата"Конкретней не бывает". :wink:
 "Cx" это коэффициент определяющий проекцию аэродинамической силы на продольную ось летательного аппарата. :wink:
Откуда, кто передал, достоверность информации?
Ради бога, не кормите тролля. Он же так и этот топик засрет.
Пока его засирает Bell своими детскими комплексами. :smile:

 Откуда? Например. - Аржаников Н.С., Садекова Г.С., 1983 - Аэродинамика летательных аппаратов.

 Составляющая аэродинамической силы параллельная вектору скорости, график которой обычно приводится как "график зависимости Cx", обозначается Cxa. :smile:

 Продольную ось можно расположить произвольно и Cx будет разный.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 29.04.2011 14:45:43
Троллинг (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.

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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 29.04.2011 20:12:56
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.

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.
Bell, вы, похоже, просто слишком тупой и не обладаете даже элементарными базовыми знаниями для участия в вышеназванном споре. :smile:

 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:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 29.04.2011 21:05:26
Потусторонний, я хочу задать вам один "каверзный теоретический вопрос". :wink:

 Скажите, может лобовое сопротивление разгонять тело, а не тормозить?
 В данном случае я имею в виду "нормальную" силу лобового сопротивления, - составляющую аэродинамической силы параллельную вектору скорости центра масс тела. :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Salo от 29.04.2011 21:32:48
Цитата
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.

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.
Bell, вы, похоже, просто слишком тупой и не обладаете даже элементарными базовыми знаниями для участия в вышеназванном споре. :smile:

 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:
Владимир Игоревич, Вы темы не попутали? Какое отношение спуск Шаттла и Бурана имеют к спредшиту Ратмана?

Может будете троллить в теме о АКС? Там Ваши гениальные познания в аэродинамике найдут признание у почитателей.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 30.04.2011 10:03:16
ЦитатаВладимир Игоревич, Вы темы не попутали? Какое отношение спуск Шаттла и Бурана имеют к спредшиту Ратмана?

Может будете троллить в теме о АКС? Там Ваши гениальные познания в аэродинамике найдут признание у почитателей.
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.

 Причём форум НК он покинул примерно в то же время, когда на нём расцвели такие "личности" как вы.

 Затронутый мной вопрос имеет отношение к расшифровке общеупотребительных терминов, раз уж затронут вопрос аэродинамики, а вы, Salo, просто решили морально повонять.

 Кстати, я думаю, что Владимир Игоревич, - предмет вашей жесточайшей зависти, со мной бы согласился.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Salo от 30.04.2011 11:49:09
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:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 30.04.2011 15:37:05
Цитата
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:
Если вы так внимательны, то могли бы заметить, что я нигде не говорил что "кого-то не знаю". :smile:

 Название препарата, о котором вы говорите, слышу впервые, вы часто им пользуетесь, хороший препарат?
 Не поделитесь личным опытом применения? :wink:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: SpaceR от 30.04.2011 17:35:41
Бродяга, как же ты всех задолбал уже...  :evil:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Salo от 30.04.2011 21:57:50
Цитата
ЦитатаА пока примите эспумизан и пишите об АКС с двухступенчатой ракетой.
 :roll:
Название препарата, о котором вы говорите, слышу впервые, вы часто им пользуетесь, хороший препарат?
 Не поделитесь личным опытом применения? :wink:
Вам уже не нужно. Вы уже все газы из своего кишечника выпустили на форуме. :roll:
Теперь Вам поможет только слабительное.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 01.05.2011 11:38:28
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.

 Хотя, временами вы даже похожи на нормального, вежливого и уравновешенного собеседника.
Цитата
Цитата
ЦитатаА пока примите эспумизан и пишите об АКС с двухступенчатой ракетой.
 :roll:
Название препарата, о котором вы говорите, слышу впервые, вы часто им пользуетесь, хороший препарат?
 Не поделитесь личным опытом применения? :wink:
Вам уже не нужно. Вы уже все газы из своего кишечника выпустили на форуме. :roll:
Теперь Вам поможет только слабительное.
Судя по тому, что не все так думают, это собственный запах, который испускаете вы, Salo, и некоторые товарищи при воспоминании о данном Бродяге.

 Я заметил, что эти агрессивные личности в основном являются дилетантами в области космонавтики.
 Это мне кажется показательным.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Salo от 01.05.2011 12:59:44
А Вы видимо относите себя к корифеям? :roll:

Вы мне надоели Владимир Игоревич. Вы напоминаете скунса: там где Вы дурно пахнет.

Засим прекращаю кормить тролля.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: mikeRmen от 01.05.2011 13:44:54
А где сейчас этот самый LaunchModel.xls можно скачать? извиняюсь что не по теме влезаю в диалог.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 01.05.2011 18:11:36
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Сторонний от 01.05.2011 18:15:01
ЦитатаА Вы видимо относите себя к корифеям? :roll:

Вы мне надоели Владимир Игоревич. Вы напоминаете скунса: там где Вы дурно пахнет.

Засим прекращаю кормить тролля.
Если просмотреть разговор выше, то вы влезли, чтобы повонять, - ничего удивительного, это ваш запах.

 И "будьте любезны", - я буду рад, если вы избавите меня от ваших комментариев и реплик.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: SpaceR от 01.05.2011 18:47:35
Цитата
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.
Наглое бездоказательное враньё.

Что касается дилетантизма, то им здесь страдают почти все - нельзя объять необъятное.
Но у меня обычно хватает адекватности вслух признавать свои ошибки, в отличие от некоторых. И в конце концов, опытные форумчане и так хорошо видят, у кого дилетантизма больше.
Всё, свободен!
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Александр Ч. от 18.02.2012 18:56:21
Не помню, склероз ;) , была ли эта ссылка http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/index.html
Но тут пока ещё лежат лаунчмодел, орбитальное маневрирование, вход в атмосферу и Земля/Луна ;)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: SpaceR от 19.02.2012 02:40:35
ЦитатаНе помню, склероз ;) , была ли эта ссылка http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/index.html
Но тут пока ещё лежат лаунчмодел, орбитальное маневрирование, вход в атмосферу и Земля/Луна ;)
Кто-то не так давно вроде сбрасывал рабочие ссылки на материалы от Левина Кирилла (с ратмановскими моделями), но не уверен, что именно по зоне *.ws
Спасибо )
Кстати, и страничка на русском языке вполне себе действует:
http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/index.html
Так что не успевшие в своё время приобщиться к пользователям материалов с www.geocities.com снова получают такую возможность.

Лично я из ратмановских эксел-моделей освоил только LaunchModel, и это достаточно неплохое приближение к реальным баллистическим расчетам выведения ракет на околоземные орбиты.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 23.12.2013 19:49:33
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. :)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 23.12.2013 19:04:34
ЦитатаApollo13 пишет:
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.
Какие рабочие запасы топлива и конечные массы ступеней брали?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 23.12.2013 20:11:44
I    II
Full mass35430090600
Empty mass286009000
Isp (atm) (s)311349
Isp (vac) (s)337349
Thrust (vac) (t)834,2493
Fuel consumption2475,489614 266,4756
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 23.12.2013 19:21:13
ЦитатаApollo13 пишет:
I II
Full mass35430090600
Empty mass286009000
Isp (atm) (s)311349
Isp (vac) (s)337349
Thrust (vac) (t)834,2493
Fuel consumption2475,489614 266,4756
По блоку 1-й ступени: Мрзт=318800 кг, Мкон=33900 кг
По блоку 2-й ступени Мрзт=80600 кг, Мкон=9450 кг.
Тяга РД-171М в пустоте 806 тс, УИ=309/336 с
Масса ГО где-то 2500 кг.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 23.12.2013 21:48:14
Получилось 15720 кг.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 23.12.2013 20:52:57
ЦитатаДмитрий В. пишет:
Тяга РД-171М в пустоте 806 тс, УИ=309/336 с
740/309*336 = 804,66

Или не 740?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 23.12.2013 20:54:53
ЦитатаApollo13 пишет:
 Получилось 15720 кг.
Вопрос в наклонении - см. Latitude и в параметрах Pitch program. Последнее - самое хитрое.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 23.12.2013 21:16:44
ЦитатаBell пишет:
ЦитатаДмитрий В. пишет:
Тяга РД-171М в пустоте 806 тс, УИ=309/336 с
740/309*336 = 804,66

Или не 740?
Да округлять влом
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 23.12.2013 22:20:41
ЦитатаBell пишет:
ЦитатаApollo13 пишет:
 Получилось 15720 кг.
Вопрос в наклонении - см. Latitude и в параметрах Pitch program. Последнее - самое хитрое.
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 получается

perigee200,0
apogee202,3
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.

Вот здесь можно скачать текущую версию.

https://www.dropbox.com/s/kpcnuh2cuvxi7bz/Zenit-2.xls
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 23.12.2013 21:30:32
ЦитатаApollo13 пишет:
ЦитатаBell пишет:
ЦитатаApollo13 пишет:
 Получилось 15720 кг.
Вопрос в наклонении - см. Latitude и в параметрах Pitch program. Последнее - самое хитрое.
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 получается
perigee200,0
apogee202,3
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.

Вот здесь можно скачать текущую версию.

 https://www.dropbox.com/s/kpcnuh2cuvxi7bz/Zenit-2.xls
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 23.12.2013 22:58:03
ЦитатаДмитрий В. пишет:
У меня при пуске из Байка ПГ получается в районе 14,9 т.
Это с более правильной атмосферой но без дросселирования?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 23.12.2013 22:12:26
ЦитатаApollo13 пишет:
ЦитатаДмитрий В. пишет:
У меня при пуске из Байка ПГ получается в районе 14,9 т.
Это с более правильной атмосферой но без дросселирования?
Да.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 23.12.2013 22:32:40
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  :)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 23.12.2013 22:44:15
ЦитатаBell пишет:
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
Кстати, если оптимизировать по МюПГ, то потребная (и располагаемая) ХС у 3-хступа будет меньше :-)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 24.12.2013 00:04:21
ЦитатаBell пишет:
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
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.
perigee199,9
apogee211,6
Inclination28,5
Full mass43900078100
Empty mass280004700
Isp (atm) (s)282340
Isp (vac) (s)311340
Thrust (vac) (t)680,1281,65
Fuel consumption2186,881029240,1471
Launch mass537450
Payload17850
Ну и толку от этого? Малейшие изменения масс, УИ, тяги и даже момента сброса ГО могут добавить или убавить несколько тонн.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 24.12.2013 00:09:40
Кстати когда можно сбрасывать ГО если нет ограничения на районы падения?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 24.12.2013 00:14:50
ЦитатаApollo13 пишет:
Знаете сколько у меня Falcon-9 выводит? 17850кг. Цифры взяты из вики, ихнего сайта и еще откуда-то.
Маск 3,14здит как Троцкий.

ЦитатаApollo13 пишет:
Кстати когда можно сбрасывать ГО если нет ограничения на районы падения?
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 24.12.2013 00:17:34
ЦитатаДмитрий В. пишет:
ЦитатаBell пишет:
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
Кстати, если оптимизировать по МюПГ, то потребная (и располагаемая) ХС у 3-хступа будет меньше
Ты хотел сказать - оптимизировать по тяговооруженности? :)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 24.12.2013 12:02:57
ЦитатаBell пишет:
ЦитатаДмитрий В. пишет:
ЦитатаBell пишет:
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
Кстати, если оптимизировать по МюПГ, то потребная (и располагаемая) ХС у 3-хступа будет меньше
Ты хотел сказать - оптимизировать по тяговооруженности?
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).
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 25.12.2013 12:42:59
ЦитатаBell пишет:
В первом приближении - для 2х ступеней однозначно вместе со первой, для 3х - надо смотреть по конкретной РН, но можно и с первой.
Если так и бывает то не всегда:

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
http://www.sea-launch.com/missions-q11134-.aspx
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 25.12.2013 12:47:01
А с Байконура вообще 317с

(http://s46.radikal.ru/i111/0902/a3/703938e2c485.jpg)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 25.12.2013 12:51:34
С таким временем сброса получается уже 15430кг. То есть только из за более позднего сброса обтекателя теряется почти 300кг.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: SFN от 25.12.2013 17:07:04
ЦитатаApollo13 пишет:
Кстати когда можно сбрасывать ГО если нет ограничения на районы падения?
Как только скоросные напоры станут меньше допустимого для ПН значения.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 27.12.2013 14:12:07
Возник еще один вопрос. Тягу РД-8 нужно прибавлять к тяге РД-120 или нет?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 27.12.2013 14:34:46
ЦитатаApollo13 пишет:
Возник еще один вопрос. Тягу РД-8 нужно прибавлять к тяге РД-120 или нет?
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: SFN от 27.12.2013 11:37:21
А интегральный УИ какой брать 342 349 350?  или 347?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 27.12.2013 15:37:08
ЦитатаSFN пишет:
А интегральный УИ какой брать 342 349 350? или 347?
Если тяга РД-120 93 тс, то 349,35 сек :)
уи = суммарная тяга / суммарный расход
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: НИИзнайка от 20.03.2015 16:54:15
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 450 
perigee-6378,0
apogee0,0
а была при всех исходных
perigee200,0
apogee 991,4
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.

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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 20.03.2015 19:24:03
ЦитатаНИИзнайка пишет:
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 450
perigee-6378,0
apogee0,0
а была при всех исходных
perigee200,0
apogee 991,4
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.

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
А как Вы считаете? Что делаете с программой тангажа? Функцией "Поиск решения" пользуетесь?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 20.03.2015 20:33:57
Возможно не хватает 600 секунд. Я в таких случаях ставил шаг 2с.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: НИИзнайка от 20.03.2015 18:38:08
ЦитатаДмитрий В. пишет:
Цитата
А как Вы считаете? Что делаете с программой тангажа? Функцией "Поиск решения" пользуетесь?
Ничего, оставляю линейная, вобщем то что забито в исходное для Протона. Или я не о том ?

Функции "поиск решения" не вижу.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: НИИзнайка от 20.03.2015 18:39:32
ЦитатаApollo13 пишет:
Возможно не хватает 600 секунд. Я в таких случаях ставил шаг 2с.
В какой ячейке это изменить ? ну и не могли бы пояснить физический смысл ?

А вроде нашел - дельта t , вроде стало правдоподобно. Это ?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 20.03.2015 20:00:55
ЦитатаНИИзнайка пишет:
Ничего, оставляю линейная, вобщем то что забито в исходное для Протона. Или я не о том ?

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 Функции "поиск решения" не вижу.


Если у Вас старый эксел (до 2003 г.), то в меню "Сервис" надо выбрать опцию "Надстройки" и загрузить "Поиск решения" (если его уже нет в том же "Сервисе").
В более новых версиях "Поиск решения" запрятан в функции "Данные".
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 20.03.2015 20:02:47
ЦитатаApollo13 пишет:

Возможно не хватает 600 секунд. Я в таких случаях ставил шаг 2с.

В данном случае рекомендуется скопировать последние строки на листах Simulation и Control и путем копирования продлить таблицы например до строки "2000". Обычно 2000 секунд хватает для любых реалистичных РН.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 21.03.2015 10:07:14
ЦитатаНИИзнайка пишет:
ЦитатаApollo13 пишет:
Возможно не хватает 600 секунд. Я в таких случаях ставил шаг 2с.
В какой ячейке это изменить ? ну и не могли бы пояснить физический смысл ?

А вроде нашел - дельта t , вроде стало правдоподобно. Это ?
Да. Здесь можно почитать

http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/LaunchModel.html#_Toc90922522

ЦитатаПервая колонка содержит времена изменения тяги (в секундах). Эти значения определяют интервалы постоянной тяги.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: НИИзнайка от 21.03.2015 10:50:08
Цитата
ЦитатаДмитрий 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 21.03.2015 12:03:58
ЦитатаНИИзнайка пишет:
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.
Вы сначала посмотрите внимательно формулу целевой функции. Она Вам подскажет, что нужно искать ее МИНИМУМ, а не максимум.
Ракеты "валятся" из-за несоответствующей программы тангажа.

Вот пример программы тангажа для Falcon 9 v1.1
Pitch program
  ti0480  
 Linear     
  q(ti)55,000  
 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    
 tatm182 
 Da5,6516 
  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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: fagot от 21.03.2015 12:17:19
А можно ли где-нибудь скачать спредшит?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 21.03.2015 15:25:43
Цитатаfagot пишет:
А можно ли где-нибудь скачать спредшит?
 http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/2000.html 

Но там модель атмосферы неверная.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: fagot от 21.03.2015 13:00:45
Спасибо!
А что делать с атмосферой?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 21.03.2015 16:23:50
Цитатаfagot пишет:
Спасибо!
А что делать с атмосферой?
Я в столбец "Ro" (раздел Atmosphere на Листе Simulation) вставил формулу (вариация на тему экспоненциальной атмосферы)
=ЕСЛИ(I6<5000;EXP(-0,141*I6/1000);1,3*EXP(-0,141*I6/1000))
Впихивать туда СА-81 из ГОСТ 4401-81 было лень, поэтому обошелся по-простому.
Следствием данного упрощения является непрезентабельный скачок скоростного напора на высоте 5000 м, но Qmax определяется достаточно точно.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: НИИзнайка от 16.10.2015 02:39:29
...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: НИИзнайка от 21.10.2015 19:19:15
Неожиданное благоприятное влияние площади боковой поверхности и аэродинамического качества.
Такой простой способ полнять орбиту/увеличить ПН  [IMG]

Наткнулся случайно, когда вдруг стало получаться что 2-ступенчатые ракеты не менее эффективны чем трехступенчатые.... т.к. ступени, в частности первая, больше (пр одинаковой общей массе ракеты).

Почему так ?

Все данные исходные для примера «Протон» в программе.
Линейная , q(ti)=44, орбиту не «закругляем».
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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Георгий от 25.02.2016 19:27:13
Подскажите пожалуйста параметры Союз-2.1в в формате для launchmodel.xls 
С нк33 и рд193
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 25.02.2016 18:45:04
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:
Подскажите пожалуйста параметры Союз-2.1в в формате для launchmodel.xls
С нк33 и рд193
С НК-33 и РД0110Р как-то так
III
Full mass12900026000
Empty mass93002800
Isp (atm) (s)292,1250
Isp (vac) (s)326,5359
Thrust (vac) (t)199,8130
Fuel consumption611,975583,56546
Throttle
Fairing mass1050
Fairing jettison (s)220
Sx77
Sy13025
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 25.02.2016 18:46:46
С РД-193 и РД0110Р как-то так:

III
Full mass12900026000
Empty mass93002800
Isp (atm) (s)304,8250
Isp (vac) (s)332,7359
Thrust (vac) (t)239,6330
Fuel consumption720,223383,56546
Throttle
Fairing mass1050
Fairing jettison (s)220
Sx77
Sy13025
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Leonar от 25.02.2016 20:21:48
ЦитатаНИИзнайка пишет:
Неожиданное благоприятное влияние площади боковой поверхности и аэродинамического качества.
Извиняюсь за некропостинг...
Я как то году в 13.. Просчитывал и хотел дирижополь в виде гиперзвукового планера ракетными движками запустить...
Не получилось...недотягивал( сопротивление сх которое  на высоте жрало всю  подъемную выгоду...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Георгий от 25.02.2016 20:52:38
ЦитатаДмитрий В. пишет:
С НК-33 и РД0110Р как-то так
спасибо
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Георгий от 26.02.2016 10:20:10
Поясните еще пожалуйста, что как в симуляции для Союза влияет
Throttle100%
я понимаю, что это работа двигателя центр блока с самого взлета

но почему даже если убрать 100%, то все равно видно, что на всех ступенях тяга есть, скорость как 
CV 
нарастает, а после 30 км начинает падать ракета
ошибка в расчетке?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Andrey от 26.02.2016 06:02:09
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:
Поясните еще пожалуйста, что как в симуляции для Союза влияет
Throttle100%
я понимаю, что это работа двигателя центр блока с самого взлета

но почему даже если убрать 100%, то все равно видно, что на всех ступенях тяга есть, скорость как
CV
нарастает, а после 30 км начинает падать ракета
ошибка в расчетке?
Это работа второй ступени вместе с первой, для пакета.
Где ошибка трудно сказать.
Неправильная настройка программы тангажа или недостаточная тяга второй ступени.
Смотреть надо.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Георгий от 26.02.2016 11:17:19
ЦитатаAndrey пишет:
Это работа второй ступени вместе с первой, для пакета.
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:
это работа двигателя центр блока с самого взлета
а вот насчет
ЦитатаAndrey пишет:
недостаточная тяга второй ступени.
как это проверить ? по таблицам и графикам скорость только растет
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Andrey от 26.02.2016 06:49:12
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:

а вот насчет
ЦитатаAndrey пишет:
недостаточная тяга второй ступени.
как это проверить ? по таблицам и графикам скорость только растет
Трудно судить не видя что у вас там за данные.
По моей практике ошибки в программе тангажа почаще бывают.
Если все не особенно секретно выложите куда-ни будь гляну более конкретно скажу.
ЗЫ Если секретно можно ссылку в личку.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Георгий от 26.02.2016 12:00:44
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. 
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Andrey от 26.02.2016 07:16:40
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:
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.
Чтоб не включалась вторая ступень вместо 100% подставте 0%.
И вы не меняли программу тангажа, а надо.
Вот здесь http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic5198/message1353113/#message1353113
Дмитрий В. объясняет как надо это делать.
Я этот СоюзТТ1 уже ковырял, доберусь до дома посмотрю и скажу что у меня получилось.
Часика через два.  
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Andrey от 26.02.2016 10:14:28
Вот что у меня получилось. https://yadi.sk/i/h8VbceRdpYTfA
Отключать на старте центр, по моему, нецелесообразно.
Тяговооруженность на старте упадет до 1,3 и увеличатся гравитационные потери.
Да, если будите играться с отключением центра, время работы РН будет больше 600 секунд.
Спредшит глюканет.
Увеличьте дельта-t, либо добавьте строк в Simulation и Control.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Георгий от 23.03.2016 18:43:25
Выложите плиз расчетку для Зенита  - а то в стандартной он не летит 
(подставлял данные с Launchers на первую страницу, в Simulation ничего не менял)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Andrey от 24.03.2016 03:32:32
ЦитатаГеоргий Бугов пишет:
Выложите плиз расчетку для Зенита - а то в стандартной он не летит
(подставлял данные с Launchers на первую страницу, в Simulation ничего не менял)
У Зенита с разгонным блоком время работы больше 1000 секунд, необходимо увеличить дельта t до 1,8 секунд.
Вот что у меня получилось: https://yadi.sk/i/4xUQIYt5qRuSo
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Георгий от 24.03.2016 21:59:35
ЦитатаAndrey пишет:
Вот что у меня получилось: https://yadi.sk/i/4xUQIYt5qRuSo
спасибо, посчитал феникс из зенит-ангары
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Георгий от 28.04.2016 13:32:25
помогите плиз рассчитать средне-тяжелую ракету из пакета Р-9А по предложению Глушко
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)

Он почему-то предлагает 6 боковушек.
У меня и с 4 вроде получается

Launch mass   442700   
Payload   14000   
I   II   III 
Full mass   320000   80000   25200 
Empty mass   16136   6875   2355 
Isp (atm) (s)   290   290   330 
Isp (vac) (s)   310   311   330 
Thrust (vac) (t)   600   160   30 

Fairing mass   3500   
Fairing jettison (s)   187   
CV   9156,38   3440,79   6327,49   9156,38 
3441   2887   2829 
V   7294,83   2317   4779   7295 
Vx   7565,13   2434   4948   7565 
Vy   509,32   874   1059   509 
H (km)   363,90   45   172   364 
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 28.03.2018 09:48:48
Нашел еще одну модель атмосферы. Мне кажется она несколько лучше той что в оригинальном спредшите.

https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/atmosmet.html

(https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/Images/atmosmet.gif)
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:

T = 15.04 - .00649 * h
p = 101.29 * [(T + 273.1)/288.08]^5.256
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 = -56.46
p = 22.65 * exp(1.73 - .000157 * h)
The 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 = -131.21 + .00299 * h
p = 2.488 * [(T + 273.1)/ 216.6]^-11.388
In each zone the density r is derived from the equation of state (https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/eqstat.html).

r = p / [.2869 * (T + 273.1)]
This 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.

Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 28.03.2018 09:53:58
Функции для Excel


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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Apollo13 от 28.03.2018 11:54:24
Коррекция для высот 80-300 км, где результаты модели сильно отличаются от ГОСТ.


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
 
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 29.07.2018 05:29:04
Кто либо Союз-5 моделировал? только начал разбираться с  LaunchModel, хотел попросить готовым поделиться ...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 29.07.2018 11:04:52
ЦитатаNeru пишет:
Кто либо Союз-5 моделировал? только начал разбираться с LaunchModel, хотел попросить готовым поделиться ...
Конечно. А какой именно вариант Союза-5?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 29.07.2018 07:12:36
Тот, параметры которого в википедии... который на керосине.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 29.07.2018 12:33:21
ЦитатаNeru пишет:
Тот, параметры которого в википедии... который на керосине.
Я делал оба и 2016, и 2017 г.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 29.07.2018 07:58:24
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 29.07.2018 13:10:29
ЦитатаNeru пишет:
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.
И что интересует?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 29.07.2018 08:28:17
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 29.07.2018 13:52:34
ЦитатаNeru пишет:
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.
(https://testforum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86325)


(https://testforum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86326)

(https://testforum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86327)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 30.07.2018 06:57:05
Дмитрий В., спасибо за ваши сообщения! Разобрался немного, намоделировался вдоволь.

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.

Кто-либо знает массу САС от ПТК НП ?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 30.07.2018 13:57:14
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...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 30.07.2018 19:08:17
ЦитатаNeru пишет:

Кто-либо знает массу САС от ПТК НП ?
Около 5 т, емнип
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 30.07.2018 19:19:21
ЦитатаNeru пишет:

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.


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).
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 30.07.2018 19:21:47
ЦитатаNeru пишет:
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...
На листе симуляции есть столбец и с полным ускорением (которое условно - при малых углах атаки или при полете в разреженной атмосфере - можно считать продольным).
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 04.08.2018 08:56:44
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 04.08.2018 14:22:00
ЦитатаNeru пишет:
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.
Дросселирование прекрасно вводится вручную в листе симуляции (это же закрывает п.4).
По п. 3. Ценная вещь. Дальность падения блоков довольно легко считается (обнулением тяги последующих ступеней). Но было бы неплохо делать это автоматически. Никаких особенностей расчета дальности блоков тандема и пакета в реальности нет. В реальной жизни никто не делает продувок ОЧР (разоришься на трубочасах), поэтому все расчеты носят приближенный характер с огромными разбросами. 
По п.2 не понятно, что значит "отдельно рассчитать скоростной напор" для ГО? Зачем?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 04.08.2018 10:29:39
ЦитатаДмитрий В. пишет:
По п.2 не понятно, что значит "отдельно рассчитать скоростной напор" для ГО? Зачем?
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 04.08.2018 10:43:04
ЦитатаДмитрий В. пишет:
Дросселирование прекрасно вводится вручную в листе симуляции (это же закрывает п.4).
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 04.08.2018 16:55:28
ЦитатаNeru пишет:
ЦитатаДмитрий В. пишет:
По п.2 не понятно, что значит "отдельно рассчитать скоростной напор" для ГО? Зачем?
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.
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Raul от 04.08.2018 16:21:38
ЦитатаNeru пишет:
Если у кого есть мысли о полезном или что-то интересное уже реализовано - прошу рассказать.
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).
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 06.08.2018 07:20:07
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 06.08.2018 14:34:23
ЦитатаNeru пишет:
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.
Модель атмосферы в исходном спредшите - "левоватая". У меня уже модель атмосферы близкая к СА-81.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 12.08.2018 15:52:34
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.08.2018 21:16:59
ЦитатаNeru пишет:
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.
Су приравняйте к нулю.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 07.09.2018 12:09:24
Суть подозрений к модели сводится к следующему. 
Согласно описанию 

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.

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...

Может и пургу написал, но только осмысливаю как это происходит.

Мне бы хотелось увидеть реальные координаты поверхности, над которыми в конкретный момент времени происходит полет модели. Это надо для приближенного расчета РП ОЧ ...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 07.09.2018 14:06:40
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 07.09.2018 19:23:00
ЦитатаNeru пишет:

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...

Никакого снова нет. Атмосфера вращается с той же скоростью, что и Земля. Во всяком случае, никаких сносов, кроме ветра, в баллистических расчетах не учитывается.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 07.09.2018 20:27:06
ЦитатаNeru пишет:
Но как база для более-менее нормального моделирования - подходит, поэтому буду думать как её доработать.
А что самому не написать? Дорабатывать чужое сложнее.

Герасюта Лебедев Баллистика ракет - в тырнете есть. Там даже опечаток очень мало :)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 07.09.2018 19:28:16
ЦитатаNeru пишет:
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.
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.
Если нужно точно рассчитать траекторию, то надо:
- переходить к трехмерной модели
- учитывать форму Земли (как минимум 3-5 гармоник) + гравитационные аномалии
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 07.09.2018 14:40:21
Дмитрий В., только осмысливаю... по специализации электронщик и программист, мне простительно.

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. 
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 07.09.2018 21:22:41
ЦитатаNeru пишет:
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.
Это называется "теория автоматического управления" - ТАУ.
Как из начального положения перевести объект в выбранное конечное оптимальным способом с учетом ограничений.

В данном конкретном случае можно рассмотреть 2 возможности:
1. Стартануть с азимутом меньше 0 и лететь так до обнуления начальной боковой скорости, а потом довернуть на север
2. После старта с нулевым азимутом положить ракету на какой-то постоянный малый угол по рысканию, и чтоб интеграл от боковой скорости за время полета был равен и противоположен по знаку экваториальной начальной скорости.

Ни тот, ни другой закон управления  оптимальными в смысле максимизации Мпг не являются! Навскидку, оптимальность будет зависеть от тяговооруженности ракеты, значит для каждой ракеты (и кстати высоты целевой орбиты тоже ) закон изменения угла рыскания будет свой.
 
Поэтому надо читать Понтрягина, Красовского и прочих великих, чтоб нарисовать функционал и минимизировать его.

А чтоб закон управления был выражен удобочитаемыми математическими символами и даже может быть найден аналитически для некоторых случаев, надо правильно выбрать систему координат, в которой происходит управление. Но это уже совсем другая история ............
 
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Subrogator от 10.09.2020 14:08:57
Товарищи, 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.
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 10.09.2020 14:23:36
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.
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.
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).
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Subrogator от 10.09.2020 15:41:35
Да, 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.
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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 10.09.2020 16:01:46
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.
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
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 10.09.2020 16:38:32
Цитата: cross-track от 10.09.2020 16:01:46
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.
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
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.
Не знаю, у кого как, но у меня константа именно Earth rotation gain
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 10.09.2020 16:44:32
Посмотрел сейчас - мда, как-то странно :)
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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 10.09.2020 16:45:35
Цитата: Дмитрий В. от 10.09.2020 16:38:32Не знаю, у кого как, но у меня константа именно Earth rotation gain
Это 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!
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Neru от 10.09.2020 17:04:03
Благодаря LaunchModel.xls насчитался всех ракет вдоволь... 
Комп больше трудился, только когда компилил движок мода на Сталкер (LostAlpha) по 20 раз за вечер...

Виртуальный запуск РН - это обалденно. Хотел в LaunchModel.xls сделать расчет полей падения ступеней, но это так и осталось хотелкой, т.к. сменились интересы, а времени сильно поубавилось.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Subrogator от 10.09.2020 17:13:56
Попался 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  :o

И 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  ;)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 10.09.2020 17:25:54
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?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Subrogator от 10.09.2020 17:42:45
Ну дык если нам нужно наклонение 0 градусов, и в этом случае выгоднее стрелять с места, которое ближе всего к экватору, то южнее места просто не нашлось  ???
Вполне можно было построить на несколько градусов южнее. В пределе - чтобы трасса на широту космодрома "чиркала" территориальные воды Японии.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 10.09.2020 17:47:01
Вот о том и речь. Если не надо к МКС или на ГСО - Плесецка хватает
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 10.09.2020 18:02:22
Цитата: Bell от 10.09.2020 16:45:35
Цитата: Дмитрий В. от 10.09.2020 16:38:32Не знаю, у кого как, но у меня константа именно Earth rotation gain
Это 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!
Бес 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Subrogator от 10.09.2020 18:12:14
Насколько я понимаю, в спредшите мы стреляем с космодрома на широте наклонения целевой орбиты (и неважно, какое мы значение ставим в блоке spaceport... оно нигде больше не учитывается) а вот стрелять "выше" - спредшит не умеет... Вот и вопрос - как его научить это делать
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 10.09.2020 18:14:15
Цитата: ZOOR от 10.09.2020 17:47:01Вот о том и речь. Если не надо к МКС или на ГСО - Плесецка хватает
Кстати, 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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 10.09.2020 19:04:23
Цитата: Дмитрий В. от 10.09.2020 18:14:15
Цитата: ZOOR от 10.09.2020 17:47:01Вот о том и речь. Если не надо к МКС или на ГСО - Плесецка хватает
Кстати, 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
На 82 он булькает в море, на оптимальной дальности, а на 62,8 вынужден целиться в выделенный РП.
Что на LaunchModel вообще нельзя учесть ИМХО
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 10.09.2020 19:46:40
Цитата: ZOOR от 10.09.2020 19:04:23
Цитата: Дмитрий В. от 10.09.2020 18:14:15
Цитата: ZOOR от 10.09.2020 17:47:01Вот о том и речь. Если не надо к МКС или на ГСО - Плесецка хватает
Кстати, 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
На 82 он булькает в море, на оптимальной дальности, а на 62,8 вынужден целиться в выделенный РП.
Что на LaunchModel вообще нельзя учесть ИМХО
Именно. 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 10.09.2020 19:47:58
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.
Что на LaunchModel вообще нельзя учесть ИМХО
Косвенно можно, имитируя бОльший остаток топлива: уменьшая массу заправки и завышая на эту же величину массу конструкции, чтобы сохранить стартовую массу
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 11.09.2020 18:06:50
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.


Начальный вектор скорости ракеты (ракета на СК) - 465м/с строго по экватору
Конечный вектор скорости ракеты (ракета на полярной орбите) - 7900м/с строго по меридиану
Т.е. между ними ровно 90 град.
Т.о. даже теорема косинусов сводится к частному случаю - теореме пифагора.
Из второго вектора вычитаем первый, получаем вектор скорости, который надо сложить с начальным, чтобы получился конечный.
Величина его sqrt(7900^2+465^2)=7914 м/с. 
7914-7900=14 м/с разница всего лишь.
Ну и азимут примерно -3,3град
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 11.09.2020 18:11:39
А почему 7900, а не скорость на опорной орбите?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 11.09.2020 18:12:51
Цитата: Bell от 11.09.2020 18:11:39А почему 7900, а не скорость на опорной орбите?
Да просто взял первую космическую
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 11.09.2020 18:18:45
Это первая космическая на уровне земли, то есть на высоте орбиты 0 км. На 200 км будет 7800 примерно

Ну понятно, что разница в вышеприведенном расчете все равно будет копеечная.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: fagot от 12.09.2020 12:21:54
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  :o
Какой забавный демагог этот smoliarm
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 12:57:15
Цитата: Bell от 10.09.2020 16:44:32Посмотрел сейчас - мда, как-то странно :)
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
Не понятно, как это широта не имеет значения, а влияет только наклонение.

Пример:

1. Старт с экватора, наклонение орбиты - 90 градусов.
2. Старт с широты 45 градусов, наклонение орбиты то же - 90 градусов.

В первом случае нужно скомпенсировать бОльшую поперечную составляющую скорости за счет экваториальной добавки скорости, чем во втором. Так что широта значение имеет.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.09.2020 13:18:58
Выше 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 13:24:55
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?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.09.2020 13:26:52
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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 13:36:49
Цитата: Bell от 12.09.2020 13:26:52
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
А, 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.09.2020 14:49:40
Элементарная тригонометрия подсказывает, что составляющая скорости от вращения Земли при запуске с экватора на орбиты, отличные от экваториальной будет пропорциональная корню квадратному от этой самой скорости вращения. А корень из 465 всего 21,5 м/с

Так-то конечно надо смотреть, что у Левантовского написано, да лень...
Ну и надо вспомнить, под каким углом запускают на полярную орбиту с Плесецка и что должно быть с Восточного. (как говорила моя математичка Светлана Петровна - трудно вспомнить то, чего не знаешь :) )
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.09.2020 19:01:14
Надо рисовать.
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 19:09:21
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:01:14Надо рисовать.
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.
А почему вы берете конечную скорость 7900?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.09.2020 19:11:10
Цитата: cross-track от 12.09.2020 19:09:21А почему вы берете конечную скорость 7900?
Мы еЁ хотим получить?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 19:17:38
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:11:10
Цитата: cross-track от 12.09.2020 19:09:21А почему вы берете конечную скорость 7900?
Мы еЁ хотим получить?
Конечно! Но после старта до этой скорости нужно еще добираться около десяти минут, и все это время скорость будет меньше 7900.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.09.2020 19:17:52
Цитата: cross-track от 12.09.2020 13:36:49то ракету будет "сносить" сразу после запуска запад
А-а, понял о чем вы.

Ну так и пусть сносит. Главное что в конце концов ракета полетит строго вдоль меридиана, что и требуется
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.09.2020 19:21:35
Тут главное не путать треугольник СКОРОСТЕЙ с траекторией ракеты
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 19:26:29
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:17:52
Цитата: cross-track от 12.09.2020 13:36:49то ракету будет "сносить" сразу после запуска запад
А-а, понял о чем вы.

Ну так и пусть сносит. Главное что в конце концов ракета полетит строго вдоль меридиана, что и требуется
А 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.09.2020 19:42:36
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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.09.2020 19:48:05
А с Куру разве не запускают?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.09.2020 19:53:25
Цитата: Bell от 12.09.2020 19:48:05А с Куру разве не запускают?
"практически" применил только как противоположность "теоретически" :D
Теоретически дополнительные затраты хс существуют но практически они мизерные и уж точно растворятся в погрешностях спредшита
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 20:03:32
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:42:36
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
Мне просто интересно, как раскручивают гироскопы. Привязываются, к какой-то инерциальной СО? Или к локальной (местной) квазиинерциальной СО?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.09.2020 20:22:38
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.

пс Учтите только, что он рассказывать популярно не умеет, всё будет очень сложно ;)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.09.2020 20:49:38
Цитата: cross-track от 12.09.2020 20:03:32
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:42:36
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
Мне просто интересно, как раскручивают гироскопы. Привязываются, к какой-то инерциальной СО? Или к локальной (местной) квазиинерциальной СО?
А Абсолютные инерциальные системы вообще существуют?
Механические гироскопы выставляются в инерциальной стартовой системе координат. ЕМНИП: Ось Х - в плоскости стрельбы, У - по местной вертикали, Z - направлена в точку весеннего равноденствия.
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.09.2020 20:54:32
Во! http://docs.cntd.ru/document/gost-20058-80
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 20:59:05
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 требуется
Нет, даже в конце ракета НЕ полетит строго вдоль земного меридиана, ибо относительно ИСО земной меридиан вращается со скоростью вращения Земли.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 21:03:05
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.
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.
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).
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Reader от 12.09.2020 21:16:34
Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:03:05
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.
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.
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).
Относительная 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 правой
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 21:24:35
Цитата: Reader от 12.09.2020 21:16:34
Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:03:05
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.
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.
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).
Относительная 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 правой
Вот-вот, об этом я и говорю.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.09.2020 21:28:35
Цитата: Reader от 12.09.2020 21:16:34
Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:03:05
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.
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.
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).
Относительная 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 правой
Эта 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.09.2020 21:30:37
Цитата: cross-track от 12.09.2020 20:59:05
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 требуется
Нет, даже в конце ракета НЕ полетит строго вдоль земного меридиана, ибо относительно ИСО земной меридиан вращается со скоростью вращения Земли.
А если неземного?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Reader от 12.09.2020 21:35:03
"Инерциальная геоцентрическая система координат ОXиYиZи - начало системы координат находится в центре Земли, ось OXи в момент КП направлена в сторону гринвичского меридиана, ось OZи в сторону Северного полюса, ось OYи дополняет систему до правой" (с)
Интегрировать конечно надо в этой
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 21:46:02
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 правой
Теперь вопрос: для чисто полярной орбиты (с наклонением 90 градусов) чему равен азимут стрельбы?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 21:49:07
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 21:30:37
Цитата: cross-track от 12.09.2020 20:59:05
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 требуется
Нет, даже в конце ракета НЕ полетит строго вдоль земного меридиана, ибо относительно ИСО земной меридиан вращается со скоростью вращения Земли.
А если неземного?
Чтобы ракета полетела строго вдоль "инерциального" меридиана, нужно правильно управлять ее полетом. Это требует затрат горючего на всем участке выведения, и это нужно оценить.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Reader от 12.09.2020 21:51:50
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.09.2020 21:57:14
Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:49:07
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 21:30:37
Цитата: cross-track от 12.09.2020 20:59:05
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 требуется
Нет, даже в конце ракета НЕ полетит строго вдоль земного меридиана, ибо относительно ИСО земной меридиан вращается со скоростью вращения Земли.
А если неземного?
Чтобы ракета полетела строго вдоль "инерциального" меридиана, нужно правильно управлять ее полетом. Это требует затрат горючего на всем участке выведения, и это нужно оценить.
Вдоль местного.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 22:05:06
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 21:57:14
Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:49:07
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 21:30:37
Цитата: cross-track от 12.09.2020 20:59:05
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 требуется
Нет, даже в конце ракета НЕ полетит строго вдоль земного меридиана, ибо относительно ИСО земной меридиан вращается со скоростью вращения Земли.
А если неземного?
Чтобы ракета полетела строго вдоль "инерциального" меридиана, нужно правильно управлять ее полетом. Это требует затрат горючего на всем участке выведения, и это нужно оценить.
Вдоль местного.
Т.е. ракета летит все-таки вдоль местного земного меридиана?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.09.2020 22:14:55
Местный меридиан понятие астрономическое.
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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.09.2020 22:30:51
Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 22:14:55Местный меридиан понятие астрономическое.
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
А как вы себе представляете полет ракеты вдоль местного астрономического меридиана в первые секунды после пуска?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Reader от 13.09.2020 18:25:03
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 11.01.2021 19:29:18
Попробовал тут посчитать потери на управление на третьей ступени Ангары и наткнулся на нестыковку с результатами ЛончМодели

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?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 11.01.2021 20:04:22
Цитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18углы "альфа" берем из любезно предоставленных Дмитрием В расчетов
У Дмитрия В "альфы" часом не угол атаки?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 11.01.2021 20:06:29
Часом да, но там же нет угла отклонения оси двигателя, так что угол атаки служит для этого.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 11.01.2021 20:16:24
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".
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:16:57
Цитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18Попробовал тут посчитать потери на управление на третьей ступени Ангары и наткнулся на нестыковку с результатами ЛончМодели

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?
Искать ошибку в твоих вычислениях.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:23:59
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:16:24
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".
По определению потерь ХС на управление используется именно угол атаки (потери от отклонения оси ЖРД от продольной оси РН для верхних ступеней пренебрежимо малы).
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 11.01.2021 20:26:01
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:28:34
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:26:01
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.
Совсем нет. Поскольку гравпотери зависят от угла наклона траектории.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Reader от 11.01.2021 20:43:18
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:26:01Местный угол атаки.
А что такое "местный угол атаки" ?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33
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.
Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 11.01.2021 20:52:04
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 11.01.2021 21:19:59
Цитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18Попробовал тут посчитать потери на управление на третьей ступени Ангары и наткнулся на нестыковку с результатами ЛончМодели

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?
Похоже, 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).
Итак, потери ХС на управление составят 7,2*426*(1-COS 13 град)= 7,2*426*0,03=92 м/с. Оценка грубая, но даёт адекватное представление о порядке реальных цифр.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 11.01.2021 21:25:09
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:16:57
Цитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18Попробовал тут посчитать потери на управление на третьей ступени Ангары и наткнулся на нестыковку с результатами ЛончМодели

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?
Искать ошибку в твоих вычислениях.
Проверил - все правильно, формулы верные

вот можешь сам посмотреть:
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 11.01.2021 21:27:06
Цитата: Bell от 11.01.2021 21:25:09
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:16:57
Цитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18Попробовал тут посчитать потери на управление на третьей ступени Ангары и наткнулся на нестыковку с результатами ЛончМодели

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?
Искать ошибку в твоих вычислениях.
Проверил - все правильно, формулы верные

вот можешь сам посмотреть:
См. выше. Ты где-то ошибся в несколько раз.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 11.01.2021 21:31:14
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 ;)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 11.01.2021 21:37:35
Цитата: Bell от 11.01.2021 21:31:14
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 ;)
Ну, 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 11.01.2021 21:42:41
бляяя...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 11.01.2021 21:44:14
Цитата: Bell от 11.01.2021 21:42:41бляяя...
Кстати, легко проверялось по размерности - банальные метры в секунду.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 11.01.2021 21:46:06
Ну это что-то совсем мало.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 11.01.2021 21:50:19
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 11.01.2021 21:51:54
Я сначала подругому считал  - потеря тяги точно так же пропорциональна костнусу, а поскольку тяга и импульс прямо связаны, то получается вроде как полет с  меньшим УИ, умноженным на косинус среднеарифметического угла. Так же мало получалось и я полез "правильные формулы" искать...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 11.01.2021 21:52:33
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 21:50:19
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.
Да это ясно...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 11.01.2021 21:54:55
Но 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...
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 11.01.2021 22:00:55
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 11.01.2021 22:01:25
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?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.01.2021 09:05:51
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 22:01:25
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?
449-450, том 1
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.01.2021 10:01:31
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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.01.2021 18:35:12
Цитата: Bell от 12.01.2021 09:05:51
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 22:01:25
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?
449-450, том 1
Да, посмотрел. Опечатки быть не может, поскольку он конкретно пишет о снижении потерь на управлениев 7 раз. Но где-то там лажа скрыта.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 12.01.2021 19:14:42
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33
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.
Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.
Вот угол между вектором скорости и местным горизонтом равен нулю.

Вам недоступны вложения в этом разделе.

Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.01.2021 19:21:05
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:14:42
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33
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.
Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.
Вот угол между вектором скорости и местным горизонтом равен нулю.

Вам недоступны вложения в этом разделе.

Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?
В этом случае вектор скорости не коллинеарен продольной оси ракеты.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.01.2021 19:21:06
Если так лететь, то гравпотери будут пропорциональны синусу бетта, а потери на управление - нулевые.

Они появляются, если вектор тяги будет неколлинеарен вектору Р на этом рисунке.

Точнее, если вектор Р (тяга двигателя)не будет совпадать с направлением движения ракеты.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.01.2021 19:27:11
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:14:42
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33
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.
Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.
Вот угол между вектором скорости и местным горизонтом равен нулю.

Вам недоступны вложения в этом разделе.

Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?
А, стоп, стоп.
G это как раз гравпотери.
А потери на управление это косинус между Р и V.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 12.01.2021 19:27:17
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
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 12.01.2021 19:28:27
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!
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.01.2021 19:30:34
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:27:17
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
Углом 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.01.2021 19:34:27
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:28:27
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!
Потери 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:36:15
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:14:42
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33
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.
Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.
Вот угол между вектором скорости и местным горизонтом равен нулю.

Вам недоступны вложения в этом разделе.

Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?

Совершенно верно
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.01.2021 19:36:54
В лончмодели не реализовано механизма УВТ, поэтому там отклоняется какбэ вся ракета целиком, поэтому показателем отклонения вектора тяги от направления полета является угол атаки.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.01.2021 19:37:58
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:36:15
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:14:42
Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38
Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33
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.
Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.
Вот угол между вектором скорости и местным горизонтом равен нулю.

Вам недоступны вложения в этом разделе.

Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?

Совершенно верно
А, ну да, навправление полета же параллельно горизонтали.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:40:13
Цитата: Bell от 12.01.2021 19:37:58А, ну да, навправление полета же параллельно горизонтали.

Ага. И сила тяжести  меняет только направление вектора скорости, но не его модуль. Соответственно, нет и гравитационных потерь.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.01.2021 19:40:35
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:36:15
Цитата: undefinedЕсли так лететь, то гравпотери будут нулевые?

Совершенно верно
Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталной
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 12.01.2021 19:47:19
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 12.01.2021 19:51:03
Цитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:40:35
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:36:15
Цитата: undefinedЕсли так лететь, то гравпотери будут нулевые?

Совершенно верно
Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталной
И не будет тяги.
Поскольку все "потери" оцениваются как раз для того, чтоб оценить недополученную скорость.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:51:30
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:47:19
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.

Это само собой: отклонение двигателя от своей продольной оси для управления угловым движением тоже влечёт за собой потери ХС, но на верхних ступенях они оказываются ничтожно малы, и основной вклад в потеи ХС на программное управление вносит ненулевой угол атаки.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.01.2021 19:51:47
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.

Наверное надо переходить от скоростей к ускорениям, как завещал великий Ньютон
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:54:27
Цитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:40:35
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:36:15
Цитата: undefinedЕсли так лететь, то гравпотери будут нулевые?

Совершенно верно
Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталной
а также во всех иных случаях, когда вектор силы тяжести перпендикулярен вектору скорости.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 12.01.2021 19:58:09
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.

Вот смотрите, есть результирующая сила, значит есть ускорение, а с ним и скорость меняется

Вам недоступны вложения в этом разделе.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.01.2021 19:58:16
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:54:27
Цитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:40:35Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталной
а также во всех иных случаях, когда вектор силы тяжести перпендикулярен вектору скорости.
Во всех иных случаях, чтобы сохранить вектор скорости перпендикулярно гравитации, надо будет потратиться
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 12.01.2021 20:08:08
Надеюсь последний рисунок на сегодня

Вам недоступны вложения в этом разделе.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.01.2021 20:18:51
Цитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:58:16
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:54:27
Цитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:40:35Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталной
а также во всех иных случаях, когда вектор силы тяжести перпендикулярен вектору скорости.
Во всех иных случаях, чтобы сохранить вектор скорости перпендикулярно гравитации, надо будет потратиться
Появляются потери на управление ;)
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Туман Андромедов от 12.01.2021 20:19:19
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:14:42Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?


Долго так лететь на ракете не получится, ибо это движение по кругу. Если угол между вектором скорости и местным горизонтом равен нулю, значит скорость перпендикулярна радиус-вектору. Его у Вас изображает вектор G. Это возможно в апо- или перицентре эллипса, или на круге.  
Собственно, угол наклона вектора скорости к местному горизонту и вычисляют как вычитание из 90 градусов угла между векторами скорости и радиус-вектором, используя скалярное произведение векторов.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.01.2021 20:24:07
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 20:08:08Надеюсь последний рисунок на сегодня

Вам недоступны вложения в этом разделе.
Здесь в принципе достаточно популярно написано на примере Сатурн-5:
https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/1-3.html
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Туман Андромедов от 12.01.2021 20:24:51
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:27:17Эта неколлинеарность называется углом атаки
В баллистике ракет углом атаки считают угол между вектором относительной скорости и вектором тяги.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.01.2021 20:37:57
Цитата: Туман Андромедов от 12.01.2021 20:24:51
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:27:17Эта неколлинеарность называется углом атаки
В баллистике ракет углом атаки считают угол между вектором относительной скорости и вектором тяги.
Да, ладно!? В плоской постановке угол атаки всегда был углом между продольной осью ракеты и вектором относиельной скорости.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: cross-track от 12.01.2021 20:38:44
Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:27:17
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
вертикальная составляющая силы тяги и скомпенсирует гравпотери, а горизонтальная составляющая обеспечит ускорение по горизонтали или компенсацию сопротивления со стороны атмосферы.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Плейшнер от 12.01.2021 20:40:03
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 20:18:51
Цитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:58:16
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 19:54:27
Цитата: Плейшнер от 12.01.2021 19:40:35Нулевыми они будут только если скорость будет орбиталной
а также во всех иных случаях, когда вектор силы тяжести перпендикулярен вектору скорости.
Во всех иных случаях, чтобы сохранить вектор скорости перпендикулярно гравитации, надо будет потратиться
Появляются потери на управление ;)
"Боремся" значит с гравитацией а потери на управление? ;)
Потери на управление определяются инертной массой ракеты (например чтобы скруглить траекторию, нужно изменить направление  вектора скорости некоторой массы )
а гравпотери определяются гравитирующей массой ракеты (через которую определяется сила тяжести)
По Эйнштейну эти массы эквивалентны, поэтому правомерно эти потери объединить и называть их потерями на управление
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: ZOOR от 12.01.2021 20:42:06
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.

Вам недоступны вложения в этом разделе.
Вам недоступны вложения в этом разделе.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: AK222 от 12.01.2021 21:19:06
После сброса ГО скорость 4804 м/с. высота 169 км. После выключения 3 ст - 7145 м/с высота 215 км. Прирост 2300 м/с. Потери на управление по Нестерову 935. Итого 3235 м/с. Сколько ХС 3 ст? Нет углов наклона скоростей к горизонту. Может 3 ст. только разгоняет а высота набирается за счёт наклона скорости полученного на 2 ст? А могут они по каким-то причинам разгонять за счёт g?
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.01.2021 21:34:34
Цитата: AK222 от 12.01.2021 21:19:06Сколько ХС 3 ст? 
Где-то 2730 м/с.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Туман Андромедов от 12.01.2021 21:42:44
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.


Вот тоже классика : Ю.Г. Сихарулидзе, Баллистика летательных аппаратов, 1982 год. И разбираемый здесь вопрос по "потерям" в ней тоже разобран. Рекомендую очень.
И наблюдаемые мною баллистические школы России, Украины, США именно так оперируют "углом атаки". Я сначала не дописал, что он пространственный. Есть такое ограничение на траекторию ракеты - по произведению скоростного напора на пространственный угол атаки. Позволяет учитывать ветер и ветровой сдвиг. И этот параметр - один из отбойных при пуске. Именно ради него перед пуском метеозонды запускают, определяют состояние атмосферы. На одном из пусков "Морского старта" один из зондов, близкий по времени к началу движения ракеты, информацию не передал. Момент был волнительный, но специалисты КБ "Южное" сработали очень грамотно, пуск не отменили.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Bell от 12.01.2021 21:43:47
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 21:34:34
Цитата: AK222 от 12.01.2021 21:19:06Сколько ХС 3 ст?
Где-то 2730 м/с.
В первом полете, где конечная скорость была 7145, третья ступень не отработала весь РЗТ. То есть там ХС была меньше.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: AK222 от 12.01.2021 22:05:39
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 21:34:34
Цитата: AK222 от 12.01.2021 21:19:06Сколько ХС 3 ст?
Где-то 2730 м/с.
Что-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 потери
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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: Дмитрий В. от 12.01.2021 22:09:07
Цитата: AK222 от 12.01.2021 22:05:39
Цитата: Дмитрий В. от 12.01.2021 21:34:34
Цитата: AK222 от 12.01.2021 21:19:06Сколько ХС 3 ст?
Где-то 2730 м/с.
Что-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 потери
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.
Про 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.
Название: Вопрос по LaunchModel.xls
Отправлено: AK222 от 12.01.2021 22:35:10
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.