Форум Новости Космонавтики

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:

ЦитироватьПочему 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.

ЦитироватьДругой 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...

Цитировать

ЦитироватьПочему 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:

ЦитироватьЗЫ. 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...

Кстати, неплохо бы добавить режим дросселирования ДУ 1-й ступени. Сам попробовал пару месяцев назад, но какая-то фигня получается.

ЦитироватьКстати, неплохо бы добавить режим дросселирования ДУ 1-й ступени.

Вы знаете ракету у которой бы дросселировалась первая ступень ?

Цитировать

ЦитироватьКстати, 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.

2ratman:
То, что у тебя на сайте (http://www.geocities.com/levinkirill/LaunchModel/) - это и есть крайний релиз лончмодели?

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)

Цитировать2ratman:
То, что у тебя на сайте (http://www.geocities.com/levinkirill/LaunchModel/) - это и есть крайний релиз лончмодели?

По-моему, да...

Цитировать2ratman:
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...

... раз уж такое дело, выложил крайнюю версию - будем считать, что это бета ...

Цитировать... раз уж такое дело, выложил крайнюю версию - будем считать, что это бета ...

Т.е. эта - http://www.geocities.com/levinkirill/SpaceModel/LaunchModel3.zip ?

ЦитироватьТ.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.

ЦитироватьПо здравом размышлении - уберу-ка я ее, пожалуй...

Поздно :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПочему 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.

Пожелания и предложения к разработчикам модели :)

1. Расширить список РН
2. Добавить в "стандартном виде" параметры основных космодромов мира.
3. ...

Цитировать1. Расширить список РН
2. Добавить в "стандартном виде" параметры основных космодромов мира.
3. ...

Я пока сделаю пункт #3. :)

ЦитироватьДобавить 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.

ЦитироватьЯ могу добавить.

Добавь, если не ломает  8)

Цитировать

ЦитироватьТ.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...

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТ.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...

Цитировать

ЦитироватьЯ 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

Вопрос : как сделать время моделирования в спредшите Ратмана больше 1000с.  :D

ЦитироватьВопрос : 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...

Сппасибо  за подсказку. Испугали значения в последней строке. Но сейчас всё в порядке. :D

А где сейчас LaunchModel  живет?
Или может есть какой то аналог?

ЦитироватьА 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...

ЦитироватьЕсли вам нужен этот спредшит, могу выложить куда-нибудь...

Там было небольшое описание к спредшиту я хотел бы его посмотреть.

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:

ЦитироватьЯ надеюсь, Ратмам еще заходит на форум.

А ты контактируешь с ратманом???

ЦитироватьТам было небольшое описание к спредшиту я хотел бы его посмотреть.

У меня где то дома в архивах есть и описание. Найду - выложу обязательно.

Качайте:
Скачать LaunchModel2000.rar с WebFile.RU (http://webfile.ru/4175756) или LaunchModel2000.rar (http://files.wyw.ru/4175763) (спредшит и описание в html)

ЦитироватьКачайте:
Скачать LaunchModel2000.rar с WebFile.RU (http://webfile.ru/4175756) или LaunchModel2000.rar (http://files.wyw.ru/4175763) (спредшит и описание в html)

Спасибо.

ЦитироватьКачайте:
Скачать LaunchModel2000.rar с WebFile.RU (http://webfile.ru/4175756) или LaunchModel2000.rar (http://files.wyw.ru/4175763) (спредшит и описание в html)

Спасибо!

"Спасибо" следует сказать ratman'у...

Ребята, а где можно найти остальные спедшиты с сайта Ратмана? Я вот хотел посчитать посадку в атмосфере...

ЦитироватьРебята, 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

ЦитироватьРебята, 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" :-).

Товарисчи, а кто может подсказать - как правильно считать Sx, Sy, Cx и Cy?

Целиком поддерживаю предыдущего оратора. :wink:

ЦитироватьЦеликом 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.

То, что это площади и коэффициент - понятно, конечно. Вопрос - как их считать :)

Цитировать

ЦитироватьЦеликом 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.

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.

Спасибо, Сэнсей! :wink:

ЦитироватьТе, 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:

ЦитироватьТо, что это площади и коэффициент - понятно, конечно. Вопрос - как их считать :)

есть методичка по аэродинамике ракет какогото уральского вуза

Где она? Я её не чувствую. :wink:

Цитировать

ЦитироватьТо, 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!

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТо, 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:

ЦитироватьВозможно 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.

ЦитироватьГде 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

Спасибо! :wink:

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:

Вообще, конечно, ратман памятник заслужил :)

ЦитироватьТе, 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?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/64043.gif)

ЦитироватьДмитрий, Вы реализовали примерно такую зависимость по Сх?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/64043.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.

Цитировать

ЦитироватьТе, 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?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/64043.gif)

А числа Ренольдса какие? :wink:

ЦитироватьКонечно, 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:

ЦитироватьОбратите 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.

ЦитироватьИ продолжайте впечатывать, зато знаете, что именно считаете.

Не вникая в суть вопроса ляпнул Бродяга.

ЦитироватьЗамечу только, что для ракеты Сx существенно меньше за счёт наличия двигателя.

В этом ее качественное отличие от самолета.

Цитировать

ЦитироватьИ продолжайте впечатывать, зато знаете, что именно считаете.

Не вникая в суть вопроса ляпнул Бродяга.

"Кто писал не знаю, а я, дурак считаю", - так? :wink:

Цитировать

ЦитироватьЗамечу 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:

ЦитироватьПоясните, что вы имели в виду, - ваше утверждение в контексте может быть верно или нет. :wink:

Каков привет, таков и ответ.

Цитировать

ЦитироватьПоясните, 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:

Бродяга, вы скушны и банальны в своем троллизме.

ЦитироватьБродяга, 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.

Цитировать[Дмитрий, Вы реализовали примерно такую зависимость по Сх?

Вот такую:
(http://s002.radikal.ru/i200/1104/31/487fdb79e50a.jpg) (http://www.radikal.ru)

Цитировать

Цитировать[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.

Цитировать

ЦитироватьГде 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.

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:

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:

ЦитироватьПерестаньте 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:

----

Цитировать

ЦитироватьПрактически 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:

--

Цитировать

Цитировать"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.

Цитировать

Цитировать

Цитировать"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.

Тро
ллинг (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.

ЦитироватьПродольную 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.

ЦитироватьТро
ллинг (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.

ЦитироватьПродольную 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:

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:

Цитировать

ЦитироватьТро
ллинг (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.

ЦитироватьПродольную 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.

ЦитироватьВладимир 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.

ЦитироватьКстати, 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:

Цитировать

ЦитироватьКстати, 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:

Бродяга, как же ты всех задолбал уже...  :evil:

Цитировать

ЦитироватьА 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.

ЦитироватьБродяга, 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.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА 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.

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.

А где сейчас этот самый LaunchModel.xls можно скачать? извиняюсь что не по теме влезаю в диалог.

ЦитироватьА 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.

ЦитироватьА 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.

Цитировать

ЦитироватьБродяга, 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!

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 ;)

ЦитироватьНе 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.

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. :)

ЦитироватьApollo13 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?

	I	II
Full mass	354300	90600
Empty mass	28600	9000
Isp (atm) (s)	311	349
Isp (vac) (s)	337	349
Thrust (vac) (t)	834,24	93
Fuel consumption	2475,489614	266,4756

ЦитироватьApollo13 пишет:

	I	II
Full mass	354300	90600
Empty mass	28600	9000
Isp (atm) (s)	311	349
Isp (vac) (s)	337	349
Thrust (vac) (t)	834,24	93
Fuel consumption	2475,489614	266,4756

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.

Получилось 15720 кг.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Тяга РД-171М в пустоте 806 тс, УИ=309/336 с

740/309*336 = 804,66

Или не 740?

ЦитироватьApollo13 пишет:
 Получилось 15720 кг.

Вопрос в наклонении - см. Latitude и в параметрах Pitch program. Последнее - самое хитрое.

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Тяга РД-171М в пустоте 806 тс, УИ=309/336 с

740/309*336 = 804,66

Или не 740?

Да округлять влом

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьApollo13 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

perigee	200,0
apogee	202,3

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

ЦитироватьApollo13 пишет:

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьApollo13 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

perigee	200,0
apogee	202,3

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.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
У меня при пуске из Байка ПГ получается в районе 14,9 т.

Это с более правильной атмосферой но без дросселирования?

ЦитироватьApollo13 пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
У меня при пуске из Байка ПГ получается в районе 14,9 т.

Это с более правильной атмосферой но без дросселирования?

Да.

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  :)

ЦитироватьBell 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 :-)

ЦитироватьBell 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.

perigee	199,9
apogee	211,6

Inclination

28,5

Full mass	439000	78100
Empty mass	28000	4700
Isp (atm) (s)	282	340
Isp (vac) (s)	311	340
Thrust (vac) (t)	680,12	81,65
Fuel consumption	2186,881029	240,1471

Launch mass	537450
Payload		17850

Ну и толку от этого? Малейшие изменения масс, УИ, тяги и даже момента сброса ГО могут добавить или убавить несколько тонн.

Кстати когда можно сбрасывать ГО если нет ограничения на районы падения?

ЦитироватьApollo13 пишет:
Знаете сколько у меня Falcon-9 выводит? 17850кг. Цифры взяты из вики, ихнего сайта и еще откуда-то.

Маск 3,14здит как Троцкий.

ЦитироватьApollo13 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.

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьBell 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? :)

ЦитироватьBell пишет:

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьBell 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).

ЦитироватьBell 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

А с Байконура вообще 317с

(http://s46.radikal.ru/i111/0902/a3/703938e2c485.jpg)

С таким временем сброса получается уже 15430кг. То есть только из за более позднего сброса обтекателя теряется почти 300кг.

ЦитироватьApollo13 пишет:
Кстати когда можно сбрасывать ГО если нет ограничения на районы падения?

Как только скоросные напоры станут меньше допустимого для ПН значения.

Возник еще один вопрос. Тягу РД-8 нужно прибавлять к тяге РД-120 или нет?

ЦитироватьApollo13 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.

А интегральный УИ какой брать 342 349 350?  или 347?

ЦитироватьSFN 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

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
apogee	0,0

а была при всех исходных

perigee	200,0
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

ЦитироватьНИИзнайка 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
apogee	0,0

а была при всех исходных

perigee	200,0
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?

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

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьА 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.

ЦитироватьApollo13 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 ?

ЦитироватьНИИзнайка 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.

ЦитироватьНИИзнайка 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".

ЦитироватьApollo13 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.

ЦитироватьНИИзнайка пишет:

ЦитироватьApollo13 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

ЦитироватьПервая колонка содержит времена изменения тяги (в секундах). Эти значения определяют интервалы постоянной тяги.

Цитировать

ЦитироватьДмитрий 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.

ЦитироватьНИИзнайка пишет:

Цитировать[/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
		ti	0	480
	Linear
		q(ti)	55,00	0
	A/d Drag
		q(ti)	68,50
		Fh(ti)	95,08
	A/d Drag+Lift
		Yx(ti)	60,29
		Fh(ti)	103,57
+	AOA + Linear
		tatm	182
		Da	5,6516
		q(ti)	41,37	-3,36112
Restrictions
	Launch position (deg)	90
	Clearing tower (sec)	8
+	Max turn (deg/sec)	0,5
	q - c =		0
+	Q-Alpha		30000

А можно ли где-нибудь скачать спредшит?

Цитироватьfagot пишет:
А можно ли где-нибудь скачать спредшит?

 http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/2000.html 

Но там модель атмосферы неверная.

Спасибо!
А что делать с атмосферой?

Цитироватьfagot 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.

...

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

Подскажите пожалуйста параметры Союз-2.1в в формате для launchmodel.xls 
С нк33 и рд193

ЦитироватьГеоргий 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

		I	II
Full mass	129000	26000
Empty mass	9300	2800
Isp (atm) (s)	292,1	250
Isp (vac) (s)	326,5	359
Thrust (vac) (t)	199,81	30
Fuel consumption	611,9755	83,56546
Throttle
Fairing mass	1050
Fairing jettison (s)	220
Sx		7	7
Sy		130	25

С РД-193 и РД0110Р как-то так:

		I	II
Full mass	129000	26000
Empty mass	9300	2800
Isp (atm) (s)	304,8	250
Isp (vac) (s)	332,7	359
Thrust (vac) (t)	239,63	30
Fuel consumption	720,2233	83,56546
Throttle
Fairing mass	1050
Fairing jettison (s)	220
Sx		7	7
Sy		130	25

ЦитироватьНИИзнайка 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...

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
С НК-33 и РД0110Р как-то так

спасибо

Поясните еще пожалуйста, что как в симуляции для Союза влияет

Throttle

100%

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?

ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:
Поясните еще пожалуйста, что как в симуляции для Союза влияет

Throttle

100%

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.

ЦитироватьAndrey пишет:
Это работа второй ступени вместе с первой, для пакета.

ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:
это работа двигателя центр блока с самого взлета

а вот насчет

ЦитироватьAndrey пишет:
недостаточная тяга второй ступени.

как это проверить ? по таблицам и графикам скорость только растет

ЦитироватьГеоргий Бугов пишет:

а вот насчет

ЦитироватьAndrey 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.

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. 

ЦитироватьГеоргий 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.  

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.

Выложите плиз расчетку для Зенита  - а то в стандартной он не летит 
(подставлял данные с Launchers на первую страницу, в Simulation ничего не менял)

ЦитироватьГеоргий 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

ЦитироватьAndrey пишет:
Вот что у меня получилось: https://yadi.sk/i/4xUQIYt5qRuSo

спасибо, посчитал феникс из зенит-ангары

помогите плиз рассчитать средне-тяжелую ракету из пакета Р-9А по предложению Глушко

Цитировать30.04.1960г 
 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 

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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/206276.gif)

ЦитироватьThe 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.

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


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
 

Кто либо Союз-5 моделировал? только начал разбираться с  LaunchModel, хотел попросить готовым поделиться ...

ЦитироватьNeru пишет:
Кто либо Союз-5 моделировал? только начал разбираться с LaunchModel, хотел попросить готовым поделиться ...

Конечно. А какой именно вариант Союза-5?

Тот, параметры которого в википедии... который на керосине.

ЦитироватьNeru пишет:
Тот, параметры которого в википедии... который на керосине.

Я делал оба и 2016, и 2017 г.

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.

ЦитироватьNeru 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?

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.

ЦитироватьNeru 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://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86325)


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

(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/86327)

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 ?

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...

ЦитироватьNeru пишет:

Кто-либо знает массу САС от ПТК НП ?

Около 5 т, емнип

ЦитироватьNeru 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).

ЦитироватьNeru 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).

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.

ЦитироватьNeru 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?

ЦитироватьДмитрий 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.

ЦитироватьДмитрий 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.

ЦитироватьNeru пишет:

ЦитироватьДмитрий 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.

ЦитироватьNeru 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).

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.

ЦитироватьNeru 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.

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.

ЦитироватьNeru 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.

Суть подозрений к модели сводится к следующему. 
Согласно описанию 

ЦитироватьУравнения 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 ...

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.

ЦитироватьNeru 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.

ЦитироватьNeru 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 :)

ЦитироватьNeru 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

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. 

ЦитироватьNeru 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 ............
 

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.

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).

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

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.

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

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

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!

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.

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  ;)

ЦитироватьИ 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?

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.

Вот о том и речь. Если не надо к МКС или на ГСО - Плесецка хватает

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.

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

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

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

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.

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

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

А почему 7900, а не скорость на опорной орбите?

Цитата: Bell от 11.09.2020 18:11:39А почему 7900, а не скорость на опорной орбите?

Да просто взял первую космическую

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.

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

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.

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.

Цитата: Bell от 12.09.2020 13:18:58Выше Плейшнер наглядно показывает, что именно в этом предельном случае (запуск с экватора на полярную орбиту) эта поперечная составляющая всего 14 м/с. Фактически это в пределах погрешности спредшита.

Плейшнера не читал, но осуждаю :D : поперечная составляющая всего 14 м/с -как то маловато. На экваторе добавочная скорость в районе 450 м/с, и ее всю нужно погасить, если запускаем на полярную орбиту. Где здесь фокус, позволяющий вместо 450 м/с гасить 14 м/с?

Цитата: cross-track от 12.09.2020 13:24:55Где здесь фокус, позволяющий вместо 450 м/с гасить 14 м/с?

https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=5198.msg2035516#msg2035516

Цитата: Bell от 12.09.2020 13:26:52

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.

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 :) )

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.

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?

Цитата: cross-track от 12.09.2020 19:09:21А почему вы берете конечную скорость 7900?

Мы еЁ хотим получить?

Цитата: Плейшнер от 12.09.2020 19:11:10

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.

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

Тут главное не путать треугольник СКОРОСТЕЙ с траекторией ракеты

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.

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

А с Куру разве не запускают?

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

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?

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 ;)

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.

Во! http://docs.cntd.ru/document/gost-20058-80

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.

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).

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

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.

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.

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?

"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

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?

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.

Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:46:02Теперь вопрос: для чисто полярной орбиты (с наклонением 90 градусов) чему равен азимут стрельбы?

Никогдо не стрелял на ССО, не знаю.

Цитата: cross-track от 12.09.2020 21:49:07

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.

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?

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

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?

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.

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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.gif)
Последнее - как раз потери на управление.

Сила F равна 30тс *9,8067 = 294200 Н, массу берем ПН 25,4 т, 3-я ступень Мст 40,1 т, Мкон 4,7 т, углы "альфа" берем из любезно предоставленных Дмитрием В расчетов всяческой Ангары. Дальше считаем итерацией посекундно.
Получаем примерно 415 м/с суммарных потерь за 424 сек работы 3-й ступени.

Опс, а в ЛончМодели суммарные потери на 3-й ступени всего 185 м/с,  примерно.

Как с этим быть?

Цитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18углы "альфа" берем из любезно предоставленных Дмитрием В расчетов

У Дмитрия В "альфы" часом не угол атаки?

Часом да, но там же нет угла отклонения оси двигателя, так что угол атаки служит для этого.

Цитата: Bell от 11.01.2021 20:06:29Часом да, но там же нет угла отклонения оси двигателя, так что угол атаки служит для этого.

Потери на управление отражают, сколько интегрально отклонялся вектор тяги от продольной оси изделия.
Без балансировочных зависимостей их оценить невозможно.
Поскольку чтоб стать на нужный угол атаки (изменить направление движения) надо отклонить ДУ, набрать требуемую угловую, выставить ДУ в "0", дождаться набора нужного угла и погасить угловую скорость обратным порядком.
Вот это потери на управление в Вашей формуле.

Угол атаки использовать нельзя, поскольку он "постоянный".

Цитата: 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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.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.

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).

Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:23:59По определению потерь ХС на управление используется именно угол атаки (потери от отклонения оси ЖРД от продольной оси РН для верхних ступеней пренебрежимо малы).

Местный угол атаки.

То есть потери на управление тождественны гравитационным.

Цитата: 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.

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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.gif)

Второй член.

Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:26:01Местный угол атаки.

А что такое "местный угол атаки" ?

Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:42:33

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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.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.

Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 20:44:38Во втором члене угол - это угол между вектором скорости и местным горизонтом. Соответственно, гравпотери - это интеграл по времени от проекции УСП на вектор скорости.

Завтра нарисую или с книги какой передеру.

Цитата: Bell от 11.01.2021 19:29:18Попробовал тут посчитать потери на управление на третьей ступени Ангары и наткнулся на нестыковку с результатами ЛончМодели

Формула расчета (почти)всех потерь из, например, широко известной книги Шунейко
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.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.

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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.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:

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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.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.

Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 21:27:06См. выше. Ты где-то ошибся в несколько раз.

Нет.

Это ты ошибся. В формуле F*a/m = a^2, а ты просто на а (7,2 м/с2) умножаешь ;)

Цитата: Bell от 11.01.2021 21:31:14

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.

бляяя...

Цитата: Bell от 11.01.2021 21:42:41бляяя...

Кстати, легко проверялось по размерности - банальные метры в секунду.

Ну это что-то совсем мало.

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.

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...

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...

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...

Цитата: Bell от 11.01.2021 21:54:55Но всё-таки что-то не так. Нестеров пишет про 935 м/с потерь на управление, у тебя все расчеты слегка завышенные - что-то должно быть...

На самом деле точность спредшита почти целиком определяется точностью знаний исходных данных (неточность модели обычно проявляется в таких случаях, как невозможность моделирования боковых манёвров или точной циклограммы, учёт баллистических пауз и т.п.). И если исходные данные известны с высокой точностью, то и Мпг (которая в основном и ищется) будет вычислена с точностью 1-3%. Что касается Нестерова, то у меня есть подозрения, что 935 м/с - это или грубая ошибка/опечатка или сюда включены и гравпотери.

Цитата: Bell от 11.01.2021 21:54:55Но всё-таки что-то не так. Нестеров пишет про 935 м/с потерь на управление, у тебя все расчеты слегка завышенные - что-то должно быть...

Кстати, это какая страница и том?

Цитата: Дмитрий В. от 11.01.2021 22:01:25

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

Цитата: ZOOR от 11.01.2021 20:26:01То есть потери на управление тождественны гравитационным.

И гравпотери по сути частный случай потерь на управление. Иногда их выделяют отдельно а иногда нет

Цитата: Bell от 12.01.2021 09:05:51

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.

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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.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.

.jpg

Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?

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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.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.

.jpg

Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?

В этом случае вектор скорости не коллинеарен продольной оси ракеты.

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.

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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.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.

.jpg

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.

Цитата: cross-track от 12.01.2021 19:21:05В этом случае вектор скорости не коллинеарен продольной оси ракеты.

А что он должен быть коллинеарен?

Эта неколлинеарность называется углом атаки

Цитата: Bell от 12.01.2021 19:21:06Они появляются, если вектор тяги будет неколлинеарен вектору Р на этом рисунке.

Они появятся, если вектор тяги отклонится от продольной оси ракеты.

Но не через угол атаки.

Цитата: Bell от 12.01.2021 19:27:11А потери на управление это косинус между Р и V.

Нет!

Цитата: ZOOR от 12.01.2021 19:27:17

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.

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.

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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.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.

.jpg

Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?

Совершенно верно

В лончмодели не реализовано механизма УВТ, поэтому там отклоняется какбэ вся ракета целиком, поэтому показателем отклонения вектора тяги от направления полета является угол атаки.

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://img.novosti-kosmonavtiki.ru/36319.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.

.jpg

Если так лететь, то гравпотери будут нулевые?

Совершенно верно

А, ну да, навправление полета же параллельно горизонтали.

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.

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

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.

.jpg

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.

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.

.jpg

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.

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

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.

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

.jpg

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

Надеюсь последний рисунок на сегодня

.jpg

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 ;)

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.

Цитата: ZOOR от 12.01.2021 20:08:08Надеюсь последний рисунок на сегодня

.jpg

Здесь в принципе достаточно популярно написано на примере Сатурн-5:
https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/1-3.html

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.

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.

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.

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

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.

.jpg
.jpg

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?

Цитата: AK222 от 12.01.2021 21:19:06Сколько ХС 3 ст? 

Где-то 2730 м/с.

Цитата: ZOOR от 12.01.2021 20:42:06Ну у каждого может быть своя баллистика. Меня учили по классике.

Это точно. В каждой избушке - свои погремушки.


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.

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.

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.

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.

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.

Коллеги, начал осваивать спредшит Ратмана :)
Попробовал посчитать полёт Флакона-9 на ГПО. И два вопроса:
1) Задаю одну ГПО, а выходит он на несколько другую. С чем это связано, что надо подкрутить?
2) Параметры конечной орбиты сильно зависят от deltat. Я хотел как-то увеличить число строк расчёта, растягивал их во вкладках "симулейшн" и "контрол", но она выдаёт ошибку((

Цитата: C-300-2 от 02.03.2021 12:51:58Коллеги, начал осваивать спредшит Ратмана :)
Попробовал посчитать полёт Флакона-9 на ГПО. И два вопроса:
1) Задаю одну ГПО, а выходит он на несколько другую. С чем это связано, что надо подкрутить?
2) Параметры конечной орбиты сильно зависят от deltat. Я хотел как-то увеличить число строк расчёта, растягивал их во вкладках "симулейшн" и "контрол", но она выдаёт ошибку((

1) Спредшит не считает пространственные манёвры. Поэтому наклонение не может быть меньше широты старта. Поэтому параметры ГПО надо задать примерно как 185х35800кмх28,5 град
2) Ф9 не выводит КА на ГПО в одно непрерывное включение 2-й ступени, а минимум в два. Исходный спредшит повторное включение в лоб не считает, надо дорабатывать.
3) Чтобы ПГ вывелся на заданную орбиту надо минимизировать целевую функцию (http://data:image/png;base64,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)
При минимизации целевой функции проектными параметраи являются масса ПГ и параметры программы управления (максимальный угол атаки, начальный и конечный углы тангажа)

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 13:38:431) Спредшит не считает пространственные манёвры. Поэтому наклонение не может быть меньше широты старта. Поэтому параметры ГПО надо задать примерно как 185х35800кмх28,5 град

Аааа! Я дэбил и забыл в графу "инклинатион" не ввёл 28,5, да?

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 13:38:432) Ф9 не выводит КА на ГПО в одно непрерывное включение 2-й ступени, а минимум в два. Исходный спредшит повторное включение в лоб не считает, надо дорабатывать

Ага. Считаем выведение на ЛЕО 185х185х28,5 град, а потом одноимпульсный манёвр перехода на ГПО?

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 13:38:433) Чтобы ПГ вывелся на заданную орбиту надо минимизировать целевую функцию (//http://data:image/png;base64,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)
При минимизации целевой функции проектными параметраи являются масса ПГ и параметры программы управления (максимальный угол атаки, начальный и конечный углы тангажа)

Тут как я понимаю ими просто поварьировать, да?


Дмитрий, спасибо за науку

В Экселе есть прекрасная надстройка, называется "Поиск решения" (в англоязычном экселе называется Solver) в меню "Данные", она позволяет различными методами искать экстремумы целевых функций. Ей и надо пользоваться при поиске минимума целевой функции.

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 13:38:43Чтобы ПГ вывелся на заданную орбиту надо минимизировать целевую функцию (//http://data:image/png;base64,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)
При минимизации целевой функции проектными параметраи являются масса ПГ и параметры программы управления (максимальный угол атаки, начальный и конечный углы тангажа)

а можно для нубов объяснить, почему минимизировать?.. Я так понимаю, что массу ПГ нужно максимизировать?..

Цитата: C-300-2 от 02.03.2021 15:06:35

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 13:38:43Чтобы ПГ вывелся на заданную орбиту надо минимизировать целевую функцию (//http://data:image/png;base64,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)
При минимизации целевой функции проектными параметраи являются масса ПГ и параметры программы управления (максимальный угол атаки, начальный и конечный углы тангажа)

а можно для нубов объяснить, почему минимизировать?.. Я так понимаю, что массу ПГ нужно максимизировать?..

Целевая функция записана в ячейке q48 и q49, по сути дела это функция "ошибки выведения", если мы вывели то что хотели на нужную орбиту - то функция будет равна нулю. Поэтому и нужно её минимизировать. Кстати у Ратмана есть хороший хелп по спредшиту, мне он очень помог в освоении.
И ещё по наклонению: в спредшите косяк, широта космодрома в нём не учитывается никак (значение в расчётах не участвует).

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 15:33:57Целевая функция записана в ячейке q48 и q49, по сути дела это функция "ошибки выведения", если мы вывели то что хотели на нужную орбиту - то функция будет равна нулю. Поэтому и нужно её минимизировать. Кстати у Ратмана есть хороший хелп по спредшиту, мне он очень помог в освоении.
И ещё по наклонению: в спредшите косяк, широта космодрома в нём не учитывается никак (значение в расчётах не участвует).

Спасибо, коллеги!

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 15:33:57

Цитата: C-300-2 от 02.03.2021 15:06:35

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 13:38:43Чтобы ПГ вывелся на заданную орбиту надо минимизировать целевую функцию (//http://data:image/png;base64,iVBORw0KGgoAAAANSUhEUgAAAEEAAAAVCAYAAAAZ6IOkAAABzUlEQVRYCe2XbY6EIAyGORcH6nl6Gk/iPw/TTQuVlw93hs04caOTGEGgvH1aqhPWdZW7X0EB3P33QBCRB8IDIRWCJxOqTNhYYggShlcU3q5RPhfKGiPLpySNM8GAkCzf9vvlvotQ+HxA/heEl5D+FrU5CAvVx4Vyrqi4SEJRUzVnkAnOqUssHIP4dBGNqB89zzh8Nog22gtBiPX4+loRQUC5zRx3vRHPc2NrAkISuTtiQLLYbHQfy056f8tiUn+rgNiYn290ZBRUHMe2zsW+tYPsjptWB9b4sfHBdwIaHImxZ2oMIUD0dFN3bJ+bM6Gz3dpxsYONcS22dSr2rQ16cKzTdvSxhItQiz33NNY7Qijiq+jaeoh+Z+PYDm6dzMARaDViH9u6EPq9thkIZgjoWsqPIUhHG1IQBP3qZDdYO4OOTQHqtM1A0MVQiNL7+gDCRE2onOlANyQqgADW+GgRzNlYzWvgNdp0/4nCmFLaP6YiL6XAtZuqdnuWjw5RqR/mV3Ig2cLsKnt4Ua0wNPt4wVU7kVnoLQiNNn1LfeevNBS/yqtrdM6BYBGDCDdH6RquFxXnQNjPqL9JAEjZ+zKt0yBcxsM3hBgEL3Z3vf8AkzNapOBLZKcAAAAASUVORK5CYII=)
При минимизации целевой функции проектными параметраи являются масса ПГ и параметры программы управления (максимальный угол атаки, начальный и конечный углы тангажа)

а можно для нубов объяснить, почему минимизировать?.. Я так понимаю, что массу ПГ нужно максимизировать?..

Целевая функция записана в ячейке q48 и q49, по сути дела это функция "ошибки выведения", если мы вывели то что хотели на нужную орбиту - то функция будет равна нулю. Поэтому и нужно её минимизировать. Кстати у Ратмана есть хороший хелп по спредшиту, мне он очень помог в освоении.
И ещё по наклонению: в спредшите косяк, широта космодрома в нём не учитывается никак (значение в расчётах не участвует).

Широта места старта в спредшите указана явно, и результат от неё зависит.

Цитата: C-300-2 от 02.03.2021 15:06:35

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 13:38:43Чтобы ПГ вывелся на заданную орбиту надо минимизировать целевую функцию (//http://data:image/png;base64,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)
При минимизации целевой функции проектными параметраи являются масса ПГ и параметры программы управления (максимальный угол атаки, начальный и конечный углы тангажа)

а можно для нубов объяснить, почему минимизировать?.. Я так понимаю, что массу ПГ нужно максимизировать?..

Целевая функция, если описать на словах: "Сумма ошибок выведения минус Мпг". Т.е. минимум функции соответствует максимуму Мпг.

Владимир В., спасибо за просвещение :)
Можно ещё вопрос?
Посчитал я для Флакона-9 в варианте орбиты 185х185х28,5. Получилось 27 с лишним тонн - при том, что вроде как ПН на такую орбиту только 22,5 т. Может, где-то невязка или я чего напутал?..

Цитата: C-300-2 от 02.03.2021 16:35:00Посчитал я для Флакона-9 в варианте орбиты 185х185х28,5. Получилось 27 с лишним тонн - при том, что вроде как ПН на такую орбиту только 22,5 т. Может, где-то невязка или я чего напутал?..

Спредшит всегда сильно завышает ПН.

Цитата: Старый от 02.03.2021 16:44:27

Цитата: C-300-2 от 02.03.2021 16:35:00Посчитал я для Флакона-9 в варианте орбиты 185х185х28,5. Получилось 27 с лишним тонн - при том, что вроде как ПН на такую орбиту только 22,5 т. Может, где-то невязка или я чего напутал?..

Спредшит всегда сильно завышает ПН.

Не-а. Это происходит только при больших ошибках в исходных данных. Если всё ок, погрешность расчётов 1-5%

Широта места старта в спредшите указана явно, и результат от неё зависит.

Нет, не зависит, в том то и проблема... :-\
Да, она явно задаётся. Но выдели ячейку и подсветив зависимые ячейки становится понятно, что ни на что она не влияет....

Мы этот вопрос пару страниц назад обсуждали.

А в отдельных случаях (например, Союз-2.1в на определённые азимуты) и занижает.

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 16:50:37Широта места старта в спредшите указана явно, и результат от неё зависит.

Нет, не зависит, в том то и проблема... :-\
Да, она явно задаётся. Но выдели ячейку и подсветив зависимые ячейки становится понятно, что ни на что она не влияет....

Мы этот вопрос пару страниц назад обсуждали.

А скорость поверхности земли на данной широте никак не учитывается?

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 16:50:37Широта места старта в спредшите указана явно, и результат от неё зависит.

Нет, не зависит, в том то и проблема... :-\
Да, она явно задаётся. Но выдели ячейку и подсветив зависимые ячейки становится понятно, что ни на что она не влияет....

Мы этот вопрос пару страниц назад обсуждали.

При изменении широты старта, как минимум меняется линейная скорость от вращения Земли.

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 17:40:59

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 16:50:37Широта места старта в спредшите указана явно, и результат от неё зависит.

Нет, не зависит, в том то и проблема... :-\
Да, она явно задаётся. Но выдели ячейку и подсветив зависимые ячейки становится понятно, что ни на что она не влияет....

Мы этот вопрос пару страниц назад обсуждали.

При изменении широты старта, как минимум меняется линейная скорость от вращения Земли.

Только это значение и всё.... -((((
Сейчас бук не под рукой, скрин сделать не могу... Посмотри сам - в Экселе можно, выделив ячейку, посмотреть все ячейки, которые на неё ссылаются (кнопка "показать зависимые ячейки")... Так вот тут пустота....
Я сам хотел проверить, сколько теряется ПН при выводе на наклонение Плесецка при старте с Байконура, а тут облом! Ничего не поменялось...

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 18:44:39

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 17:40:59

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 16:50:37Широта места старта в спредшите указана явно, и результат от неё зависит.

Нет, не зависит, в том то и проблема... :-\
Да, она явно задаётся. Но выдели ячейку и подсветив зависимые ячейки становится понятно, что ни на что она не влияет....

Мы этот вопрос пару страниц назад обсуждали.

При изменении широты старта, как минимум меняется линейная скорость от вращения Земли.

Только это значение и всё.... -((((
Сейчас бук не под рукой, скрин сделать не могу... Посмотри сам - в Экселе можно, выделив ячейку, посмотреть все ячейки, которые на неё ссылаются (кнопка "показать зависимые ячейки")... Так вот тут пустота....
Я сам хотел проверить, сколько теряется ПН при выводе на наклонение Плесецка при старте с Байконура, а тут облом! Ничего не поменялось...

Там не пустота: (http://data:image/png;base64,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) Больше широта ни на что не влияет. А что касается выведения с широты Байконура на наклонение Плесецк, то так примерно и должно быть - азимут "крадёт" скорость вращения. Понятно, что в пространственной постанове возможны нюансы, но при плоской задаче эти нюансы - величины второго-третьего порядка малости.

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 19:07:13

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 18:44:39

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 17:40:59

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 16:50:37Широта места старта в спредшите указана явно, и результат от неё зависит.

Нет, не зависит, в том то и проблема... :-\
Да, она явно задаётся. Но выдели ячейку и подсветив зависимые ячейки становится понятно, что ни на что она не влияет....

Мы этот вопрос пару страниц назад обсуждали.

При изменении широты старта, как минимум меняется линейная скорость от вращения Земли.

Только это значение и всё.... -((((
Сейчас бук не под рукой, скрин сделать не могу... Посмотри сам - в Экселе можно, выделив ячейку, посмотреть все ячейки, которые на неё ссылаются (кнопка "показать зависимые ячейки")... Так вот тут пустота....
Я сам хотел проверить, сколько теряется ПН при выводе на наклонение Плесецка при старте с Байконура, а тут облом! Ничего не поменялось...

Там не пустота: (http://data:image/png;base64,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) Больше широта ни на что не влияет. А что касается выведения с широты Байконура на наклонение Плесецк, то так примерно и должно быть - азимут "крадёт" скорость вращения. Понятно, что в пространственной постанове возможны нюансы, но при плоской задаче эти нюансы - величины второго-третьего порядка малости.

Ну дык я говорю о том, что наклонение космодрома и earth rotation velocity из раздела spaceport в расчётах никак не участвуют!
Туда можно поставить абсолютно любые значения - расчёт не изменится... Похоже Ратман тут просто не доделал спредшит...
Попробуй указать наклонение 90 градусов, и поменять значения широты космодрома... Ничего не изменится  8)

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 19:33:25

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 19:07:13

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 18:44:39

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 17:40:59

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 16:50:37Широта места старта в спредшите указана явно, и результат от неё зависит.

Нет, не зависит, в том то и проблема... :-\
Да, она явно задаётся. Но выдели ячейку и подсветив зависимые ячейки становится понятно, что ни на что она не влияет....

Мы этот вопрос пару страниц назад обсуждали.

При изменении широты старта, как минимум меняется линейная скорость от вращения Земли.

Только это значение и всё.... -((((
Сейчас бук не под рукой, скрин сделать не могу... Посмотри сам - в Экселе можно, выделив ячейку, посмотреть все ячейки, которые на неё ссылаются (кнопка "показать зависимые ячейки")... Так вот тут пустота....
Я сам хотел проверить, сколько теряется ПН при выводе на наклонение Плесецка при старте с Байконура, а тут облом! Ничего не поменялось...

Там не пустота: (http://data:image/png;base64,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) Больше широта ни на что не влияет. А что касается выведения с широты Байконура на наклонение Плесецк, то так примерно и должно быть - азимут "крадёт" скорость вращения. Понятно, что в пространственной постанове возможны нюансы, но при плоской задаче эти нюансы - величины второго-третьего порядка малости.

Ну дык я говорю о том, что наклонение космодрома и earth rotation velocity из раздела spaceport в расчётах никак не участвуют!
Туда можно поставить абсолютно любые значения - расчёт не изменится... Похоже Ратман тут просто не доделал спредшит...
Попробуй указать наклонение 90 градусов, и поменять значения широты космодрома... Ничего не изменится  8)

Участвуют, участвуют. Сравните Мпг при старте одной и той же РН из Байконура и Плесецка на минимально возможные наклонения (допустим 51,6 и 63 град) - и разница будет видна. И будет она обусловлена скоростью вращения Земли.

Тогда выкладывай свой спредшит -(
У меня он с сайта Ратмана, там наклонение космодрома не участвует в формулах...
Давай проверим твой....
Целевое наклонение влияет, да... А вот широта космодрома нет.... Можешь с Байконура сразу на нулевое наклонение запустить, спредшит посчитает... -)

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 20:13:22Тогда выкладывай свой спредшит -(
У меня он с сайта Ратмана, там наклонение космодрома не участвует в формулах...
Давай проверим твой....
Целевое наклонение влияет, да... А вот широта космодрома нет.... Можешь с Байконура сразу на нулевое наклонение запустить, спредшит посчитает... -)

А, в этом смысле. Ну, спредшит рассчитан всё-таки на физическое понимание. Поэтому ограничения типа "нельзя вывести - без пространнственного манёвра - на наколнение меньше широты старта", пользователь должен иметь в голове. Что да, то да.

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 20:45:01

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 20:13:22Тогда выкладывай свой спредшит -(
У меня он с сайта Ратмана, там наклонение космодрома не участвует в формулах...
Давай проверим твой....
Целевое наклонение влияет, да... А вот широта космодрома нет.... Можешь с Байконура сразу на нулевое наклонение запустить, спредшит посчитает... -)

А, в этом смысле. Ну, спредшит рассчитан всё-таки на физическое понимание. Поэтому ограничения типа "нельзя вывести - без пространнственного манёвра - на наколнение меньше широты старта", пользователь должен иметь в голове. Что да, то да.

Блин... Ещё раз: ставишь целевое наклонение, допустим 63 градуса Плесецка. Считаешь. Дальше меняешь наклонение космодрома на ЛЮБОЕ... (Хоть 63, хоть 4 градуса, хоть 90...) И ничего не поменяется. Можно просто этот раздел удалить - ничего не изменится

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 21:20:43Ещё раз: ставишь целевое наклонение, допустим 63 градуса Плесецка. Считаешь. Дальше меняешь наклонение космодрома на ЛЮБОЕ... (Хоть 63, хоть 4 градуса, хоть 90...) И ничего не поменяется. Можно просто этот раздел удалить - ничего не изменится

Рассмотрим 2 варианта:

1. Космодром на экваторе, запуск на наклонение 63 градуса;
2. Космодром на широте 63 градуса, запуск на то же что и первом случае наклонение 63 градуса (начальный полет вдоль параллели).

В этих двух вариантах "добавочная" составляющая скорости, обусловленная вращением Земли, будет разной, или одинаковой?

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 21:20:43

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 20:45:01

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 20:13:22Тогда выкладывай свой спредшит -(
У меня он с сайта Ратмана, там наклонение космодрома не участвует в формулах...
Давай проверим твой....
Целевое наклонение влияет, да... А вот широта космодрома нет.... Можешь с Байконура сразу на нулевое наклонение запустить, спредшит посчитает... -)

А, в этом смысле. Ну, спредшит рассчитан всё-таки на физическое понимание. Поэтому ограничения типа "нельзя вывести - без пространнственного манёвра - на наколнение меньше широты старта", пользователь должен иметь в голове. Что да, то да.

Блин... Ещё раз: ставишь целевое наклонение, допустим 63 градуса Плесецка. Считаешь. Дальше меняешь наклонение космодрома на ЛЮБОЕ... (Хоть 63, хоть 4 градуса, хоть 90...) И ничего не поменяется. Можно просто этот раздел удалить - ничего не изменится

Что значит, "наклонение" космодрома?

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 21:45:25Что значит, "наклонение" космодрома?

Оговорился, конечно широта.....

(http://data:image/png;base64,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)
Факт в том, что значение ячейки Latitude используется в ячейке Earth rotation velocity, а вот значение ячейки Earth rotation velocity в дальнейших расчётах не участвует...
(http://data:image/png;base64,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)
а вот ячейка Inclination влияет на ячейку Earth rotation gain, которая в свою очередь влияет на столбец Vx(abs) вкладки Simulation.
Насколько я понял, при старте на наклонение широты космодрома спредшит считает верно.... а вот посчитать запуск на другое наклонение (не широты космодрома) в спредшите не получится....
в принципе, если кто-то подскажет как считать, то спредшит в этой части можно и доработать..._2021-03-02_221243.png

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 22:10:38

Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 21:45:25Что значит, "наклонение" космодрома?

Оговорился, конечно широта.....


а вот ячейка Inclination влияет на ячейку Earth rotation gain, которая в свою очередь влияет на столбец Vx(abs) вкладки Simulation.
Насколько я понял, при старте на наклонение широты космодрома спредшит считает верно.... а вот посчитать запуск на другое наклонение (не широты космодрома) в спредшите не получится....
в принципе, если кто-то подскажет как считать, то спредшит в этой части можно и доработать..._2021-03-02_221243.png

Всё получается для случая, когда наклонение больше или равно широте космодрома. Расчёт в данном случае корректен.
Вращение земли учитывается непосредственно в расчёте абсолютной скорости. При этом например, запуск с Байконура на наклонение 63 град, совершенно естественно, даст такой же результат, как и старт из Плесецка на то же наклонение.

Ещё раз для ясности... Действительно хочу разобраться. 
Нужно вывести КА на опорную орбиту орбиты молния 200х200 км @63 градуса ракетой союз 2.1б-Фрегат. Есть четыре космодрома, опорная орбита которой может иметь наклонение 63 градуса (Плесецк, Байконур, Восточный, Куру). Получается, что стартуя с ЛЮБОГО из перечисленных космодромов максимальная ПН будет одинакова?
Просто вот тут (https://smoliarm.livejournal.com/421630.html) товарисч говорит что разница есть.... И вроде как логика в его словах тоже есть (если без разницы, откуда стартовать на высокие орбиты, то нафига Плесецк построили?).

Цитата: Subrogator от 02.03.2021 23:28:25(если без разницы, откуда стартовать на высокие орбиты, то нафига Плесецк построили?).

А разве Плесецк построили для того, чтобы выгоднее было стартовать на высокие орбиты?

В спредшите учитывается только проекция начальной скорости на плоскость целевой орбиты. Проекция, перпендикулярная этой плоскости, в расчетах не используется. Поэтому правильные результаты можно получить только при условии, что широта космодрома совпадает с наклонением орбиты.

Коллеги, такой вопрос. В спредшите есть по 1-й, 2-й ступени строки "эмпти масс", "фулл масс". Так вот по идее масса конечная не равна массе ступени пустой - она должна быть больше на массу ГЗТ и газа наддува. Спредшит это учитывает?
Или же надо "эмпти масс" увеличивать на величину "масса ГЗТ+масса газа наддува"?

Всё, вопрос снимается! Увидел, что включать эти массы в массу сухую. :)

Цитата: C-300-2 от 03.03.2021 10:35:30Коллеги, такой вопрос. В спредшите есть по 1-й, 2-й ступени строки "эмпти масс", "фулл масс". Так вот по идее масса конечная не равна массе ступени пустой - она должна быть больше на массу ГЗТ и газа наддува. Спредшит это учитывает?
Или же надо "эмпти масс" увеличивать на величину "масса ГЗТ+масса газа наддува"?

Всё, вопрос снимается! Увидел, что включать эти массы в массу сухую. :)

Эмпти масс надо задавать самому с учётом остатков и т.п.

Можно узнать, какой гарантийный запас топлива закладывается на ФНК в расчетку, чтобы получить приближенный к реальности результат?

Например, при расчете триблока типа Falcon Heavy или чего-либо подобного, с различением по ББ/ЦБ/ВС, если % резерва отличается? Можно ли, с учетом возможности корректировки циклограммы в полете, предусмотреть резерв в верхней ступени, топливо в ЦБ вырабатывать без остатка, а в ББ оставить минимум на неравномерную выработку?

Цитата: Raul от 07.04.2021 19:27:38Можно узнать, какой гарантийный запас топлива закладывается на ФНК в расчетку, чтобы получить приближенный к реальности результат?

Например, при расчете триблока типа Falcon Heavy или чего-либо подобного, с различением по ББ/ЦБ/ВС, если % резерва отличается? Можно ли, с учетом возможности корректировки циклограммы в полете, предусмотреть резерв в верхней ступени, топливо в ЦБ вырабатывать без остатка, а в ББ оставить минимум на неравномерную выработку?

"Полная выработка" означает отсутствие гарантийных запасов (ГЗТ), однако всё равно останутся невырабатываемые остатки топлива и газов (НО). В сумме ГЗТ+НО = 1-2% от рабочего запаса топлива (РЗТ).

Цитата: Дмитрий В. от 07.04.2021 20:06:55

Цитата: Raul от 07.04.2021 19:27:38Можно узнать, какой гарантийный запас топлива закладывается на ФНК в расчетку, чтобы получить приближенный к реальности результат?

Например, при расчете триблока типа Falcon Heavy или чего-либо подобного, с различением по ББ/ЦБ/ВС, если % резерва отличается? Можно ли, с учетом возможности корректировки циклограммы в полете, предусмотреть резерв в верхней ступени, топливо в ЦБ вырабатывать без остатка, а в ББ оставить минимум на неравномерную выработку?

"Полная выработка" означает отсутствие гарантийных запасов (ГЗТ), однако всё равно останутся невырабатываемые остатки топлива и газов (НО). В сумме ГЗТ+НО = 1-2% от рабочего запаса топлива (РЗТ).

Ясно. Вот статья, где указано, что в 1 ступени Зенита-3SL и Энергии ГЗТ = 0%
https://www.energia.ru/ktt/archive/2015/03-2015/03-10.pdf
 (https://www.energia.ru/ktt/archive/2015/03-2015/03-10.pdf)Т.е. в этом случае надо брать НО = 1%?

Цитата: Raul от 07.04.2021 20:32:27

Цитата: Дмитрий В. от 07.04.2021 20:06:55

Цитата: Raul от 07.04.2021 19:27:38Можно узнать, какой гарантийный запас топлива закладывается на ФНК в расчетку, чтобы получить приближенный к реальности результат?

Например, при расчете триблока типа Falcon Heavy или чего-либо подобного, с различением по ББ/ЦБ/ВС, если % резерва отличается? Можно ли, с учетом возможности корректировки циклограммы в полете, предусмотреть резерв в верхней ступени, топливо в ЦБ вырабатывать без остатка, а в ББ оставить минимум на неравномерную выработку?

"Полная выработка" означает отсутствие гарантийных запасов (ГЗТ), однако всё равно останутся невырабатываемые остатки топлива и газов (НО). В сумме ГЗТ+НО = 1-2% от рабочего запаса топлива (РЗТ).

Ясно. Вот статья, где указано, что в 1 ступени Зенита-3SL и Энергии ГЗТ = 0%
https://www.energia.ru/ktt/archive/2015/03-2015/03-10.pdf
 (https://www.energia.ru/ktt/archive/2015/03-2015/03-10.pdf)Т.е. в этом случае надо брать НО = 1%?

Я закладываю обычно на все остаки (и ГЗТ и НО) 1,5%

Цитата: Дмитрий В. от 07.04.2021 21:30:05

Цитата: Raul от 07.04.2021 20:32:27

Цитата: Дмитрий В. от 07.04.2021 20:06:55

Цитата: Raul от 07.04.2021 19:27:38Можно узнать, какой гарантийный запас топлива закладывается на ФНК в расчетку, чтобы получить приближенный к реальности результат?

Например, при расчете триблока типа Falcon Heavy или чего-либо подобного, с различением по ББ/ЦБ/ВС, если % резерва отличается? Можно ли, с учетом возможности корректировки циклограммы в полете, предусмотреть резерв в верхней ступени, топливо в ЦБ вырабатывать без остатка, а в ББ оставить минимум на неравномерную выработку?

"Полная выработка" означает отсутствие гарантийных запасов (ГЗТ), однако всё равно останутся невырабатываемые остатки топлива и газов (НО). В сумме ГЗТ+НО = 1-2% от рабочего запаса топлива (РЗТ).

Ясно. Вот статья, где указано, что в 1 ступени Зенита-3SL и Энергии ГЗТ = 0%
https://www.energia.ru/ktt/archive/2015/03-2015/03-10.pdf
 (https://www.energia.ru/ktt/archive/2015/03-2015/03-10.pdf)Т.е. в этом случае надо брать НО = 1%?

Я закладываю обычно на все остаки (и ГЗТ и НО) 1,5%

Если, опираясь на статью, заложить остаток ББ 1.5%, остаток ЦБ 1% (только НО), а ГЗТ + НО ВС 2%, то Мпг вырастет на 1%. А если понадеяться на равномерную выработку топлива в ББ (для Энергии и Протона-М такое делалось) и взять НО ББ 1%, то Мпг вырастает на 2%. Только что проверено на пятиблоке :)

Есть у кого нибудь расчет для трех ступенчатой РН? нужна модель Протона, и еще Н-1)

N1-max-1.JPG
N1-max-2.JPG
N1-max-3.JPG
N1-max-4.JPG

Цитата: Просто Василий от 04.05.2021 08:19:18Есть у кого нибудь расчет для трех ступенчатой РН? нужна модель Протона, и еще Н-1)

Протон в LaunchModel есть в примерах "из коробки", Н1 тоже несложно собрать, зная начальные и конечные массы блоков, тягу и УИ двигателей блоков

А что за раздел control optimization? 
И что за примеры из коробки?

Цитата: Просто Василий от 12.05.2021 19:04:28И что за примеры из коробки?

Вкладка Launchers

Цитата: Просто Василий от 04.05.2021 08:19:18Есть у кого нибудь расчет для трех ступенчатой РН? нужна модель Протона, и еще Н-1)

Есть достаточно точный Протон-М с ДМ-ом для TLI. Но из него легко сделать 3-хступенчатый

Цитата: Просто Василий от 12.05.2021 19:04:28А что за раздел control optimization?
И что за примеры из коробки?

А это самая крутая часть спредшита, собственно ради чего он был создан. Для этого нужно внимательно прочитать мануал и включить в Экселе надстройку "поиск решения".
Он позволяет автоматически построить траекторию выведения пепелаца на заданную орбиту. Но думает достаточно долго (у меня - пару минут на просчёт)

Цитата: Alex-DX от 04.05.2021 09:21:24N1-max-1.JPG
N1-max-2.JPG
N1-max-3.JPG
N1-max-4.JPG

А можно это в виде экселя прекрепить?

А как в нем считать пакетные ракеты? типа энергии?

Цитата: Просто Василий от 04.06.2021 11:18:21А как в нем считать пакетные ракеты? типа энергии?

Посмотрите примеры во вкладке Launchers. Для второй ступени задается Throttling 100%, это значит, что она включается одновременно с первой сутпенью. Дросселирование (ступенчатое) тоже можно задать с указанием времени, оно сбрасывается в 100% после отделения блоков первой ступени. Есть ограничения скрипта, поэтому проверяйте, как все работает на вкладке Simulation и по графику Acc[eleration].

Цитата: Raul от 04.06.2021 13:14:28

Цитата: Просто Василий от 04.06.2021 11:18:21А как в нем считать пакетные ракеты? типа энергии?

Посмотрите примеры во вкладке Launchers. Для второй ступени задается Throttling 100%, это значит, что она включается одновременно с первой сутпенью. Дросселирование (ступенчатое) тоже можно задать с указанием времени, оно сбрасывается в 100% после отделения блоков первой ступени. Есть ограничения скрипта, поэтому проверяйте, как все работает на вкладке Simulation и по графику Acc[eleration].

Понял, не тот файл изначально скачал.

Теперь скачал именно тот файл с примерами, но нажимаю поиск решения ни чего не происходит, меняю например тягу, а payload mass не меняется(

Цитата: Просто Василий от 04.06.2021 11:15:04А можно это в виде экселя прекрепить?

https://disk.yandex.ru/i/CxNJwQfe3PkjPw

Добавил ячейку в параметры поиска решения, вроде заработало)) По какой ячейки нужно оптимизировать целевую функцию? Penalty function или Target function?

скопировал  из примера энергию, результат выдал payload 146577, хотя в примере 88 000???

Цитата: Просто Василий от 04.06.2021 14:02:22Добавил ячейку в параметры поиска решения, вроде заработало)) По какой ячейки нужно оптимизировать целевую функцию? Penalty function или Target function?

Цитата: Alex-DX от 04.06.2021 13:45:28

Цитата: Просто Василий от 04.06.2021 11:15:04А можно это в виде экселя прекрепить?

https://disk.yandex.ru/i/CxNJwQfe3PkjPw

Сравнил третью ступень, со ступенью Энергии - М.
Очень похоже:
Энергия-М - Полная масса 295 т
                   Сухая масса 25 т.
Один РД-0120

Здесь третья ступень  - Полная масса 331т
                                    Сухая масса 31 т
Два РД - 0120

диаметр  ступени Энергии-М 7,7 м высота 25 м
Габариты керосинового блока В конус от 7,6м до 5,5 и высота 11,1м

Коллеги, помогите разобраться, пожалуйста.
Есть несколько программ изменения угла тангажа. Когда выбирается Linear, то с самого начала полёта её значение составляет несколько десятков градусов (например, 35), а потом монотонно убывает.
Как такое может быть?.. Ведь вначале полёта угол тангажа должен быть 90 градусов...  :-[

По идеи начальный угол тангажа выставляется в графе  Launch position (E47), по умолчанию должно быть 90. ::)

Цитата: Alex-DX от 23.06.2021 13:15:35По идеи начальный угол тангажа выставляется в графе  Launch position (E47), по умолчанию должно быть 90.

Да, так и есть. 
Хотел прикрепить график, который получается, но при нажатии на "предварительный просмотр", страница с форумом пропадает...

Цитата: C-300-2 от 23.06.2021 13:02:02Коллеги, помогите разобраться, пожалуйста.
Есть несколько программ изменения угла тангажа. Когда выбирается Linear, то с самого начала полёта её значение составляет несколько десятков градусов (например, 35), а потом монотонно убывает.
Как такое может быть?.. Ведь вначале полёта угол тангажа должен быть 90 градусов...  :-[

Линейная программа "от старта" имеет чисто академическое значение, на практике для РН, стартующих с Земли, не используется. К реальности приближена программа AOA+linear

Цитата: Дмитрий В. от 23.06.2021 18:08:13Линейная программа "от старта" имеет чисто академическое значение, на практике для РН, стартующих с Земли, не используется. К реальности приближена программа AOA+linear

Спасибо, Сэнсэй!  :-[

Цитата: Дмитрий В. от 23.06.2021 18:08:13

Цитата: C-300-2 от 23.06.2021 13:02:02Коллеги, помогите разобраться, пожалуйста.
Есть несколько программ изменения угла тангажа. Когда выбирается Linear, то с самого начала полёта её значение составляет несколько десятков градусов (например, 35), а потом монотонно убывает.
Как такое может быть?.. Ведь вначале полёта угол тангажа должен быть 90 градусов...  :-[

Линейная программа "от старта" имеет чисто академическое значение, на практике для РН, стартующих с Земли, не используется. К реальности приближена программа AOA+linear

Вопрос в тему: если всё таки использовать линейную программу, но в ограничениях ставить max turn в районе 0,5 градуса, насколько это будет приближено к реальности?

Цитата: Subrogator от 24.06.2021 12:01:00

Цитата: Дмитрий В. от 23.06.2021 18:08:13

Цитата: C-300-2 от 23.06.2021 13:02:02Коллеги, помогите разобраться, пожалуйста.
Есть несколько программ изменения угла тангажа. Когда выбирается Linear, то с самого начала полёта её значение составляет несколько десятков градусов (например, 35), а потом монотонно убывает.
Как такое может быть?.. Ведь вначале полёта угол тангажа должен быть 90 градусов...  :-[

Линейная программа "от старта" имеет чисто академическое значение, на практике для РН, стартующих с Земли, не используется. К реальности приближена программа AOA+linear

Вопрос в тему: если всё таки использовать линейную программу, но в ограничениях ставить max turn в районе 0,5 градуса, насколько это будет приближено к реальности?

Нинасколько. Программа тангажа на 1-й ступени выбирается по ограничениям (на угол атаки, q*alfa и ряд других).

Коллеги, а как расширить количество строк счёта?.. Скажем, с 600 до 3000?
В мануале написано, что строки надо скопировать в Симулейшене и Контроле - так и делаю. Но там вылазят ошибки типа "ссылка!". Пробовал выделить строку и просто потащить вниз, чтоб оно скопировалось на нужное число строк - тоже не фурычит.
Если что, то везде копировал до одинакового количества строк (скажем, до 1005-й).

Цитата: C-300-2 от 29.06.2021 10:17:26Коллеги, а как расширить количество строк счёта?.. Скажем, с 600 до 3000?
В мануале написано, что строки надо скопировать в Симулейшене и Контроле - так и делаю.

Щелкаю по строке, самая левая ячейка. Тогда выделяется вся строка, копируем в буфер, а затем также выделяем нижнею строку и вставляем из буфера.

Амур-СПГ на Луне 7т (https://disk.yandex.ru/i/5JF6OKPYydPUyA)

Amur-spg-Luna-1.JPG
Amur-spg-Luna-2.JPG
Amur-spg-Luna-3.JPG

Цитата: Alex-DX от 29.06.2021 11:01:19Щелкаю по строке, самая левая ячейка. Тогда выделяется вся строка, копируем в буфер, а затем также выделяем нижнею строку и вставляем из буфера.

Спасибо!

Так, теперь следующая проблема  :-\
Мпг сильно зависит от deltat. При изменении от 0,5 до 1,5 масса ПГ изменяется чуть ли не в два раза.
Хуже того, такое ощущение, что имеет место быть нестабильность решений солвера.  :(

Цитата: Alex-DX от 29.06.2021 11:01:19

Цитата: C-300-2 от 29.06.2021 10:17:26Коллеги, а как расширить количество строк счёта?.. Скажем, с 600 до 3000?
В мануале написано, что строки надо скопировать в Симулейшене и Контроле - так и делаю.

Щелкаю по строке, самая левая ячейка. Тогда выделяется вся строка, копируем в буфер, а затем также выделяем нижнею строку и вставляем из буфера.

Амур-СПГ на Луне 7т (https://disk.yandex.ru/i/5JF6OKPYydPUyA)

Amur-spg-Luna-1.JPG
Amur-spg-Luna-2.JPG
Amur-spg-Luna-3.JPG

Конкретно у тебя тут вторая ступень невесомая получается, это баг или фича?

И по расчёту третья ступень совершает нырок в тихий океан -) (в файле значения высот отрицательные -)))

Цитата: C-300-2 от 29.06.2021 12:08:28Так, теперь следующая проблема  :-\
Мпг сильно зависит от deltat. При изменении от 0,5 до 1,5 масса ПГ изменяется чуть ли не в два раза.
Хуже того, такое ощущение, что имеет место быть нестабильность решений солвера.  :(

Есть такое... Во первых, разделение ступеней занимает один такт, следовательно, у тебя сокращается (или увеличивается) время свободного полёта при разделении) во вторых, он немного некорректно считает тягу при малых остатках топлива (если у тебя есть программа дросселирования, то это выливается в большую ошибку). Это то, что я заметил из анализа формул. Кстати, доработав формулы (немного) можно дросселировать и первую ступень (бывает полезно для ограничения перегрузок)

Ну и мануал говорит, что солвер решение ищет более менее однозначно при линейной программе, остальные - как повезёт

Вот ещё вопрос, немного не по теме топика...
Наткнулся на программу RPA, в которой можно посчитать УИ и тягу, зная топливную пару, давление в КС, степень расширения сопла.. так вот... насколько этой программе можно верить?

Цитата: Subrogator от 29.06.2021 17:46:28Наткнулся на программу RPA, в которой можно посчитать УИ и тягу, зная топливную пару, давление в КС, степень расширения сопла.. так вот... насколько этой программе можно верить?

Мы на работе как-то выпускали одну тех. справку, и когда делали расчёты по ней, сравнивали результаты, которые выдаёт РПА, Астра, ТЕРМОРАС и справочник Глушко :) И результаты везде различались только в четвёртом знаке после запятой. Так что РПА доверять можно.

И РПА расчётчики двигателей в России пользуются :) по крайней мере, тех, что знаю.
П. С. я терморас использую - дело привычки.

Цитата: Subrogator от 29.06.2021 17:25:43Конкретно у тебя тут вторая ступень невесомая получается, это баг или фича?

Вторая и третья ступень это реальный водородный УРМ  "АМУР" который с 360 секунды выключает один двигатель а второй дросселирует. 

Цитата: Subrogator от 29.06.2021 17:25:43И по расчёту третья ступень совершает нырок в тихий океан -) (в файле значения высот отрицательные -)))

Нет такого.

Amur-spg-Luna-4.JPG

Цитата: Alex-DX от 29.06.2021 18:08:47

Цитата: Subrogator от 29.06.2021 17:25:43Конкретно у тебя тут вторая ступень невесомая получается, это баг или фича?

Вторая и третья ступень это реальный водородный УРМ  "АМУР" который с 360 секунды выключает один двигатель а второй дросселирует.

Цитата: Subrogator от 29.06.2021 17:25:43И по расчёту третья ступень совершает нырок в тихий океан -) (в файле значения высот отрицательные -)))

Нет такого.

А где про эту чюду (водородный урм Амур) можно прочитать?

Цитата: Alex-DX от 06.06.2021 21:07:49

Цитата: Alex-DX от 04.06.2021 13:45:28

Цитата: Просто Василий от 04.06.2021 11:15:04А можно это в виде экселя прекрепить?

https://disk.yandex.ru/i/CxNJwQfe3PkjPw

Сравнил третью ступень, со ступенью Энергии - М.
Очень похоже:
Энергия-М - Полная масса 295 т
                  Сухая масса 25 т.
Один РД-0120

Здесь третья ступень  - Полная масса 331т
                                    Сухая масса 31 т
Два РД - 0120

диаметр  ступени Энергии-М 7,7 м высота 25 м
Габариты керосинового блока В конус от 7,6м до 5,5 и высота 11,1м

У Энергии-М ЦБ имел РЗТ 230 т, а конечную массу (с остатками компонентов и газов) 29 т.

Цитата: Subrogator от 29.06.2021 18:23:26А где про эту чюду (водородный урм Амур) можно прочитать?

УРМ-3В ОКР Амур
(https://d.radikal.ru/d10/2103/6d/d51caba0b1cf.jpg)

Цитата: Subrogator от 29.06.2021 17:42:21

Цитата: C-300-2 от 29.06.2021 12:08:28Так, теперь следующая проблема  :-\
Мпг сильно зависит от deltat. При изменении от 0,5 до 1,5 масса ПГ изменяется чуть ли не в два раза.
Хуже того, такое ощущение, что имеет место быть нестабильность решений солвера.  :(

Есть такое... Во первых, разделение ступеней занимает один такт, следовательно, у тебя сокращается (или увеличивается) время свободного полёта при разделении) во вторых, он немного некорректно считает тягу при малых остатках топлива (если у тебя есть программа дросселирования, то это выливается в большую ошибку). Это то, что я заметил из анализа формул. Кстати, доработав формулы (немного) можно дросселировать и первую ступень (бывает полезно для ограничения перегрузок)

Ну и мануал говорит, что солвер решение ищет более менее однозначно при линейной программе, остальные - как повезёт

В общем-то, меня больше беспокоит нестабильность решений солвера. Я тут поигрался значениями и понял, что сильное влияние на решение оказывает начальное значение оптимизируемых констант. Т. е. провели решение - изменили какое-либо значение (например, тягу вакуумную - если оптимизируем тяговооружённость) - снова провели расчёт. Провариваем в таком цикле ряд оптимизируемых значений, получаем кривулину Мпн=f(x). А потом возвращаемся в начало, вводим то же самое значение х и... Мпг-то не то же самое получается!..
В целом, получается гистерезис: предыдущее решение оказывает на последующее. И как с этим бороться?.. Перед каждым циклом присваивать оптимизируемым переменным некие постоянные значения?..

Цитата: C-300-2 от 01.07.2021 12:12:22В целом, получается гистерезис: предыдущее решение оказывает на последующее. И как с этим бороться?.. Перед каждым циклом присваивать оптимизируемым переменным некие постоянные значения?..

Кхмммм... Попробовал. Вроде работает. Так значения получаются стабильные, гистерезис исчезает.

Эм... Мда. Похоже, нада учиться писать макросы, дабы он сам за меня пережёвывал нужные мне значения.

Я иду несколько другим путём: значение ПН забиваю явно, оптимизирую только penalty function. Если конфигурация РН способна добраться до орбиты, то перигей будет заданным (например 200 км) а апогей - свободным... И два варианта РН можно сравнить по значению апогея. Плюс когда перебираются значения только двух ячеек - солвер по ощущениям считает быстрее

Цитата: Subrogator от 01.07.2021 13:39:54Я иду несколько другим путём: значение ПН забиваю явно, оптимизирую только penalty function. Если конфигурация РН способна добраться до орбиты, то перигей будет заданным (например 200 км) а апогей - свободным... И два варианта РН можно сравнить по значению апогея.

Я целевую функцию забил так, что варьируется ещё масса ПН, чтобы изделие выходило на строго заданную орбиту. Так всё же сравнение нагляднее :) 

Хотя конечно можно и ручками потом повертеть массой ПН, чтобы апогей получился плюс-минус. 
Но сейчас это для меня не вариант - впереди перебор тучи вариантов двигателей  ;D

Цитата: Subrogator от 01.07.2021 13:39:54Плюс когда перебираются значения только двух ячеек - солвер по ощущениям считает быстрее

Да и фиг с ним. Комп более-менее мощный, расчёт немного занимает.

Ну и в будущем надеюсь комп не подавится перебирать сотни значений. 
А руками это будет сделать просто нереально.

Так. Начал я с помощью коллеги погружение в VBA Экселя. Мой мозг слегка оплавился  ;D Ну шо, посмотрим, что из этого всего получится.

Цитата: C-300-2 от 01.07.2021 15:41:40Так. Начал я с помощью коллеги погружение в VBA Экселя. Мой мозг слегка оплавился  ;D Ну шо, посмотрим, что из этого всего получится.

Кстати, перебор параметров РН (в том числе и параметров ДУ) можно сделать и без VBA, только с помощью одного солвера... Параметры ступени (full mass, empty mass, тягу и УИ) задаёшь как зависимость от параметров более низкого уровня, и эти параметры оптимизируешь солвером... ;)

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 09:54:01Кстати, перебор параметров РН (в том числе и параметров ДУ) можно сделать и без VBA, только с помощью одного солвера... Параметры ступени (full mass, empty mass, тягу и УИ) задаёшь как зависимость от параметров более низкого уровня, и эти параметры оптимизируешь солвером... (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)

Я сначала тоже хотел так сделать!.. Но! Но!..

Целевая функция описывает выведение на заданную орбиту и характеризует МИНИМУМ невязок.
А наша задача - МАКСИММИЗИРОВАТЬ ПН. И как это усё увязать? :(

Цитата: C-300-2 от 02.07.2021 10:10:34Целевая функция описывает выведение на заданную орбиту и характеризует МИНИМУМ невязок.
А наша задача - МАКСИММИЗИРОВАТЬ ПН. И как это усё увязать? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/sad.png)

Для этого нужно понять, а что мы в данном случае находим Солвером?

Для вывода на заданную орбиту нужно определённое значение ХС, которое определяется массовым совершенством ступеней и УИ двигателей. Плюс нужен запас ХС на потери, которые определяются профилем полёта (значениями угла тангажа в поле pitch program).
Значение Penalty function обращается в ноль, когда требуемая ХС (вместе с потерями) меньше, чем располагаемая ХС ракеты.
Значение Target function обращается в ноль, когда требуемая ХС равна располагаемой. избыток ХС превращается в массу ПН.

Но, можно в качестве целевой функции использовать и напрямую значение Мпн
Например, можно задать такие параметры Солвера: целевая функция - Мпн, изменяя ячейки переменных: тут две обязательные - значения танажа, и, например, обозначить тягу как ещё одну переменную, которая, в свою очередь, влияет на сухую массу ступени.
Тут важен раздел "В соответствии с ограничениями", в котором я бы задал Penalty function <=0,001, ну и в перебираемых переменных задать коридоры разумных значений.

Тогда Солвер будет искать максимальное значение ПН так, чтобы профиль полёта обеспечивал вывод на орбиту.

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 11:17:05Для этого нужно понять, а что мы в данном случае находим Солвером?

Для вывода на заданную орбиту нужно определённое значение ХС, которое определяется массовым совершенством ступеней и УИ двигателей. Плюс нужен запас ХС на потери, которые определяются профилем полёта (значениями угла тангажа в поле pitch program).
Значение Penalty function обращается в ноль, когда требуемая ХС (вместе с потерями) меньше, чем располагаемая ХС ракеты.
Значение Target function обращается в ноль, когда требуемая ХС равна располагаемой. избыток ХС превращается в массу ПН.

Но, можно в качестве целевой функции использовать и напрямую значение Мпн
Например, можно задать такие параметры Солвера: целевая функция - Мпн, изменяя ячейки переменных: тут две обязательные - значения танажа, и, например, обозначить тягу как ещё одну переменную, которая, в свою очередь, влияет на сухую массу ступени.
Тут важен раздел "В соответствии с ограничениями", в котором я бы задал Penalty function <=0,001, ну и в перебираемых переменных задать коридоры разумных значений.

Тогда Солвер будет искать максимальное значение ПН так, чтобы профиль полёта обеспечивал вывод на орбиту.

Звучит логично. Надо поглубже обдумать. :)

Я пока параметры ракеты ручками перебираю (токмо для того, чтобы наглядно уловить зависимости).
И вот у меня вопрос по поводу достижимости следующих параметров:
Метановая РН, пока пляшу от фиксированной стартовой массы 360 т, на первых двух ступенях значение Empty mass есть сумма массы бочки (6% от массы топлива), массы двигателей (TWR 100 от вакуумной тяги) и топлива на возврат (50% от ХС, необходимой для гашения горизонтальной скорости)
Двигатель замкнутый, давление КС 15МПа, степень расширения сопла земной версии 40, вакуумной - сколько получится при заданном диаметре ступени, массовый расход (и, следовательно, тяга) - оптимизируемый параметр, УИ - значения из RPA
на третьей ступени/РБ - масса бочки 12% от массы топлива и TWR 50.
Вопрос: насколько эти параметры (масса бочки и TWR) достижимы в реальности?

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 12:21:04УИ - значения из RPA

Тут сразу хочу сделать ряд замечаний.

1) УИ из таких программ надо сходу умножать на 0,94...0,96 - это учтёт потери в камере сгорания и сопле. 0,96 - это отличный коэффициент, 0,94 - вполне достижимый.
2) Надо внимательно сомтреть, какой удельный импульс выдаёт РПА - на уровне моря или всё же на расчётном режиме. Очевидно, первый будет меньше второго. И если уи с расчётного режима принять как земной, то это завысит Мпн.
По крайней мере, насавская прога и ТЕРМОРАС выдают именно значение на расчётном режиме, который нада пересчитывать на земной.

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 12:21:04массы двигателей (TWR 100 от вакуумной тяги)

Нулевая оценка для земных двигателей - 1 кН тяги с 1 кг массы ЖРД. Для высотных похуже, 0,8...0,9 на вскидку.

Но это для вонючих и керосиновых двигателей. Для метанового там всё будет хуже из-за низкой плотности и высокого (по сравнению с керосином и гептилом) давления насыщенных паров.
Плюс надо не забывать про масштабный коэффициент. Для керосиновых он даёт зависимость порядка тяга в степени 0,95. Что-то около того.

Цитата: C-300-2 от 02.07.2021 13:03:031) УИ из таких программ надо сходу умножать на 0,94...0,96 - это учтёт потери в камере сгорания и сопле. 0,96 - это отличный коэффициент, 0,94 - вполне достижимый.
2) Надо внимательно сомтреть, какой удельный импульс выдаёт РПА - на уровне моря или всё же на расчётном режиме. Очевидно, первый будет меньше второго. И если уи с расчётного режима принять как земной, то это завысит Мпн.
По крайней мере, насавская прога и ТЕРМОРАС выдают именно значение на расчётном режиме, который нада пересчитывать на земной.

вот скриншот расчёта: насколько я понял, учёт потерь уже произведён, и значения УИ даётся для трёх случаев: земной, расчётный и вакуумный. вот вопрос: в данном случае потери учтены или нужно домножать на 0,94?

https://disk.yandex.ru/i/3HpaGYgy4kyP-g

вот ещё результат расчёта:

Thrust and mass flow rates
------------------------------------------
Chamber thrust (vac):  947.69469    kN
Specific impulse (vac):  356.59765      s
Chamber thrust (opt):  897.33441    kN
Specific impulse (opt):  337.64814      s
Total mass flow rate:  271.00000  kg/s
Oxidizer mass flow rate:  208.78213  kg/s
Fuel mass flow rate:  62.21787  kg/s
Geometry of thrust chamber with parabolic nozzle
-----------------------------------------
Dc =  351.45  mm      b =  30.00 deg
R2 =  188.96  mm      R1 =  156.24  mm
L* = 1000.00  mm
Lc =  423.50  mm    Lcyl =  207.05  mm
Dt =  208.32  mm
Rn =  39.79  mm      Tn =  32.95 deg
Le = 1409.12  mm      Te =  12.15 deg
De = 1267.17  mm
Ae/At =  37.00 
Le/Dt =    6.76 
Le/c15  =  71.13 % (relative to length of cone nozzle with Te=15 deg)
Mass =  323.30  kg
Divergence efficiency:    0.98325   
Drag efficiency:    0.96327   
Thrust coefficient:    1.90038  (vac)
он даёт массу камеры 324 кг, насколько это более-менее похоже на правду?

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 13:30:33вопрос: в данном случае потери учтены или нужно домножать на 0,94?

О, РПА учла это!
Только по моему опыту 0,9683 - это шибко оптимистично. Домой приду, подниму одну статейку с фактическими значениями потерь в сопле. Там от 0,93 (для вакуумных) до 0,96.

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 13:30:33значения УИ даётся для трёх случаев: земной, расчётный и вакуумный

Отлично :)

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 13:30:33он даёт массу камеры 324 кг, насколько это более-менее похоже на правду?

Тяга 95 тс, выходит. Для такой тяги оценка вполне адекватная.

Цитата: C-300-2 от 02.07.2021 10:10:34

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 09:54:01Кстати, перебор параметров РН (в том числе и параметров ДУ) можно сделать и без VBA, только с помощью одного солвера... Параметры ступени (full mass, empty mass, тягу и УИ) задаёшь как зависимость от параметров более низкого уровня, и эти параметры оптимизируешь солвером... (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)

Я сначала тоже хотел так сделать!.. Но! Но!..

Целевая функция описывает выведение на заданную орбиту и характеризует МИНИМУМ невязок.
А наша задача - МАКСИММИЗИРОВАТЬ ПН. И как это усё увязать? :(

В целевую функцию Мпг входит в качестве проектого параметра (J50^2+(J51-L29)^2+(J49-L37)^2-0,1*D23)*. Соответственно, при выведении на фиксированную орбиту будет найдена максимальная Мпг.

*В данном случае, это у меня такой набор ячеек.

Цитата: Дмитрий В. от 02.07.2021 16:38:22В целевую функцию Мпг входит в качестве проектого параметра (J50^2+(J51-L29)^2+(J49-L37)^2-0,1*D23)*. Соответственно, при выведении на фиксированную орбиту будет найдена максимальная Мпг.

Вот! Я всё хотел поинтересоваться - в чём физический смысл 0,1*D23?.. (у меня Е7)

Цитата: C-300-2 от 02.07.2021 16:55:06

Цитата: Дмитрий В. от 02.07.2021 16:38:22В целевую функцию Мпг входит в качестве проектого параметра (J50^2+(J51-L29)^2+(J49-L37)^2-0,1*D23)*. Соответственно, при выведении на фиксированную орбиту будет найдена максимальная Мпг.

Вот! Я всё хотел поинтересоваться - в чём физический смысл 0,1*D23?.. (у меня Е7)

Физичческий смысл в поиске максимальной ПГ (поскольку невязки солвер сводит к нулю, то минимум целевой функции соответствует максимуму Мпг).

Надо учитывать и тот момент, что по мере увеличения количества проектных параметров, точность и скорость расчётов в спредшите заметно падает (например, при количестве параметров 9 и более найти более-менее точное значение оптимума целевой функции проблематично). Например при проектировании в условно безразмерном выиде основных проектных параметров двухступенчатой РН их минимальный набор (для спредшита) состоит из 7: относительная конечная масса ступени (2 параметра), начальная тяговооружённость ступени (2 параметра) и три параметры программы тангажа. Для 3-хступенчатой РН параметров уже 9. Попытки включть в число проектных параметров удельные массы ЖРД, степень расширения сопла и т.п. смысла не имеют. Поэтому значения удельных импульсов тяги, площадь миделя, удельные массы дваигателей и относительные массы отсеков я задаю фиксированными значениями. Их можно скорректировать на последующих этапах проектирования.

Цитата: Дмитрий В. от 02.07.2021 17:08:42Поэтому значения удельных импульсов тяги, площадь миделя, удельные массы дваигателей и относительные массы отсеков я задаю фиксированными значениями. Их можно скорректировать на последующих этапах проектирования

Тогда и Вам вопрос: а какие на Ваш взгляд реальные удельные массы двигателей и относительные массы отсеков?


Для РН (2 ступени+РБ) стартовой массой 370 т на метане я принял удельную массу двигателей 1% от вакуумной тяги в кгс (TWR 100), и удельную массу ступени (в которую входит всё, что не двигатели) в 6% от РЗТ. Для РБ соответственно удельная масса ДУ 2% (TWR 50) и удельная масса ступени в 12%. 
Насколько эти значения адекватны?

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 17:21:01

Цитата: Дмитрий В. от 02.07.2021 17:08:42Поэтому значения удельных импульсов тяги, площадь миделя, удельные массы дваигателей и относительные массы отсеков я задаю фиксированными значениями. Их можно скорректировать на последующих этапах проектирования

Тогда и Вам вопрос: а какие на Ваш взгляд реальные удельные массы двигателей и относительные массы отсеков?


Для РН (2 ступени+РБ) стартовой массой 370 т на метане я принял удельную массу двигателей 1% от вакуумной тяги в кгс (TWR 100), и удельную массу ступени (в которую входит всё, что не двигатели) в 6% от РЗТ. Для РБ соответственно удельная масса ДУ 2% (TWR 50) и удельная масса ступени в 12%.
Насколько эти значения адекватны?

По статистике и по расчётам примерно так (для ракет стартовой массой более 100 т):
- для керосиновых топливных отсеков достижимы относительные массы (с учётом остатков компонентов и газов) топливных отсеков 0,02...0,035 (в зависимости оттипа конструкции и применяемых алюминиевых сплавов) от массы рабочего запаса топлива.
- для водородных - от 0,04 до 0,06 (в зависимости от размерности и применяемых материалов). Для сверхлёгкого ВТБ шаттла этот показатель составляет примерно 0,056, но это с учётом межбакового отсека и узлов связи с СТУ и ОС. Я эти отсеки ("сухие) отношу к группе "прочие отсеки и системы"
- для метановых - от 0,025 до 0,045 (в зависимости от размерности и применяемых материалов)
Для прочих отсеков и систем (сухие отсеки, системы управления, бортовая кабельная сеть, системы пожаровзрывопредупреждения) - достаточно брать на уровне 0,02 от массы заправленного ракетного блока ступени.

Удельную массу залитых двигателей смотрим по статистике (для керосиновых от 0,005  - до 0,007-0,015 - первые ступени, и от 0,05 - у американцев до 0,02- у верхних). Масса ДУ выше, чем масса двигателя:
- Мду = 1,3*М дв - для керосиновых и метановых
- (1,3-1,6)*Мдв - для водородных.
После выполнения общей компоновки и расчёта на прочность можно эти коэффициенты уточнить.

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 17:21:01Тогда и Вам вопрос: а какие на Ваш взгляд реальные удельные массы двигателей и относительные массы отсеков?

Так, я вам обещал коэффициенты потерь, держите

Коллеги, я тут попробовал оптимизировать в спредшите давление на срезе сопла. Методика была следующая:
1) Вычисляются в ТЕРМОРАС-е значения удельного импульса на уровне моря и в вакууме при фиксированном давлении в камере и варьировании давления на срезе сопла (Ра).
2) Значения удельного импульса умножаются на коэффициент совершенства сопла.
3) Фиксируется значение стартовой тяги.
4) Прогоняется расчёт для определения Мпг при разных значениях удельного импульса.
5) Строится график зависимости Мпг=f(Ра).
И максимум пришёлся на 0,4 атм. Хотя статистика говорит нам, что давление на срезе у большинства земных двигунов лежит в диапазоне 0,6...0,75 атм.
Есть исключения в бОльшую сторону, но они вызваны либо модернизацией исходного двигателя путём повышения давления в КС, либо ограниченностью габарита среза сопла. Есть исключения в меньшую сторону - но это всё двигатели, долго работающие в вакууме (центральный двигатель "Атласа", 11Д122 "Энергии"). Но это всё исключения.
Есть ещё методика, изложенная в Алемасове-Дрегалине. Там даётся формула - см. приложенную картинку. Так же в спредшите взял простенький интеграл, поделил на время работы первой ступени. И получилось того же порядка величина, что и в первом случае - порядка 0,34. 
Вот теперь сижу и думаю. То ли лыжи не едут, то ли ещё что :(

Говорят (в частности уважаемый Дмитрий В.), что в базовом спредшита атмосфера задана немного некорректно.... 

А так да, проверяется легко - после построения траектории, идёшь во вкладку simulation, выделяшь в столбце значений атмосферного давления значения, приходящиеся на работу первой ступени, ексель внизу даёт сумму и среднее значение выделенных ячеек.... У меня (время работы около 180 с) тоже выходит, что среднетраекторное значение ближе к 0,4 атм (чуть меньше).

Имхо на мой взгляд, повышенное давление земных двигателей берётся для исключения "отрыва потока"... По крайней мере в учебниках про такое говорится, но ни в одном учебнике я не нашёл прямого ответа на вопрос (формулы) при каких условиях этот отрыв потока происходит... Пишут что нужны экспериментальные данные по каждому конкретному случаю. Вот и берут конструкторы "запас"...

Цитата: Subrogator от 06.07.2021 16:54:26Говорят (в частности уважаемый Дмитрий В.), что в базовом спредшита атмосфера задана немного некорректно.... 

Да я это быстро понял - спредшит его занижает. Поэтому просто прописал отдельный столбик, в который загнал свою модель по ГОСТ 4401. 

Цитата: Subrogator от 06.07.2021 16:54:26Имхо на мой взгляд, повышенное давление земных двигателей берётся для исключения "отрыва потока"...

Есть такое. Я получил оптимум 0,35 как среднее значение давления (это по Алемасову-Дрегалину) и 0,4 как максимум Мпг от перебора удельных импульсов при разных давлениях среза.

У РД-107 как раз 0,4 атм. Но там похоже просто камеру унифицировали с РД-108 - а тот оптимизирован под высоту.
У 11Д111/НК-33 0,049 МПа. 
Так что похоже да, нормально я всё насчитал.

Цитата: Subrogator от 06.07.2021 16:54:26но ни в одном учебнике я не нашёл прямого ответа на вопрос (формулы) при каких условиях этот отрыв потока происходит...

Це маемо. Надо?

Формулу - давай! А ещё лучше весь букварь, где она написана... ;D
А вот совместными усилиями допилить спредшит очень бы хотелось... Инструмент хороший и, самое главное, в нем понятно что откуда берется, в отличии от других калькуляторов, в котором только голый ответ...

Если надо, завтра могу сюда скинуть исправление формулы тяги первой ступени, чтобы дросселирование работало и на ней (в базе - только на второй ступени)

Цитата: Subrogator от 06.07.2021 17:49:38Формулу - давай! А ещё лучше весь букварь, где она написана... ;D
А вот совместными усилиями допилить спредшит очень бы хотелось... Инструмент хороший и, самое главное, в нем понятно что откуда берется, в отличии от других калькуляторов, в котором только голый ответ...

Если надо, завтра могу сюда скинуть исправление формулы тяги первой ступени, чтобы дросселирование работало и на ней (в базе - только на второй ступени)

При расчёте траектории РН с фиксированными параметрами дросселирование легко задаётся в листе симуляции вручную. Хотя автор спредшита давал вариант с дросселированием и первой ступени.

Вручную - не наш метод  ;D

Да там небольшие исправления... Видно, что формула писалась для варианта дросселирования, но она чуть чуть не допилена...

Лучше выложите сюда формулу с "более правильной" атмосферой  ::) ::) ::)

Цитата: Subrogator от 06.07.2021 18:09:43Лучше выложите сюда формулу с "более правильной" атмосферой  (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/rolleyes.png) (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/rolleyes.png) (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/rolleyes.png)

Формула (25) в статье, она до где-то 11-12 км отлично работает. Выше уже надо кусочно-гладко аппроксимировать ГОСТ 4401. Эти полиномы я получил, но с ними ещё надо посидеть, чтобы плавно перетекали из одного в другой. Поэтому их пока не выкладываю.

Цитата: Subrogator от 06.07.2021 17:49:38Формулу - давай! А ещё лучше весь букварь, где она написана... (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)

Завтра, ок?.. Только напомните.
А то сегодня уже с работы хочу уйти. :)

Цитата: Subrogator от 06.07.2021 18:09:43Лучше выложите сюда формулу с "более правильной" атмосферой  ::) ::) ::)

https://disk.yandex.ru/d/avb2KgNxYht0iQ
Формулы в листе S в разделе "Атмосфера" (приблизительно ГОСТ 4401-81)

Цитата: C-300-2 от 06.07.2021 18:27:52Завтра, ок?.. Только напомните.
А то сегодня уже с работы хочу уйти. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)

Так, если что, то по коду WMUzabiXPLCFHUE/РАСЧЁТ КАМЕРЫ ЖРД - КУРПАТЕНОКВ.djvu можно скачать с сайта https://liltransfer.com/download

Там ещё по расчёту скачка на вход в сопло есть интересные материалы, но это уж точно завтра.

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 17:21:01Тогда и Вам вопрос: а какие на Ваш взгляд реальные удельные массы двигателей

Вообще, вопрос оценки массы двигуна на этапе проектирования, как оказалось, интересная вещь. Моделей существует много - от элементарных (вида "коэффициент умножить на тягу") до сложнейших, учитывающих реально кучу параметров, типа геометрии КС и оборотов ТНА.
Все врут  ;D Я оценивал эти методики для двигателей ЖК+керосин, набрал весьма широкую статистику - и везде либо разбросы приличные (под 20-30%), либо стабильное занижение массы. А последнее вообще на этапе проектирования недопустимо - нельзя закладывать нереально оптимистичные значения.
Я тут наткнулся на мат. модель ЖРД "ЛИРА", там есть простенькая зависимость массы от тяги, давления в КС, геометрической степени расширения, количества камер и типа топлива. Оценил эту модельку по 24-м движкам и вот что получилось:
1) Для криогенных топлив средняя ошибка - 10% (я, я! карошо! зэр гут!).
2) Для "полукриогенных", типа ЖК+керосин, - 17% (плохо).
3) Для долгохранимых топлив - 36% (как говорили древние римляне - Non vaginus, non rotes legionus!).
Такие дела.
Для ЖК+метана, очевидно, следует использовать модель для криогенных топлив и там ошибка вполне приемлема. Можно даже заложиться заранее: вычисленную массу умножить на 1,1.

Цитата: Subrogator от 02.07.2021 17:21:01Тогда и Вам вопрос: а какие на Ваш взгляд реальные удельные массы двигателей и относительные массы отсеков?

Есть отличная книжка - "Проектування i конструкцiя ракет-носiiв" под редакцией Конюхва. Там глава 1.4.2 посвящена как раз модели массы составных частей РН на основе статистически рассчитанных коэффициентов. Весьма рекомендую.

Цитата: C-300-2 от 08.07.2021 15:06:43Я тут наткнулся на мат. модель ЖРД "ЛИРА", там есть простенькая зависимость массы от тяги, давления в КС, геометрической степени расширения, количества камер и типа топлива

УРА! то, что нужно! :)))


не поделитесь?

кстати, вот мой доработанный файл LaunchModel, работает дросселирование 1 ступени....

https://disk.yandex.ru/d/X3qY8f9KSb9m7A

Цитата: Subrogator от 08.07.2021 16:16:26не поделитесь?

Спрашиваете)
Но я повторюсь - нужно помнить про точность модели :)
Напишите в личку почту - приду домой, отправлю эту книжку. А пока вот вам моделька!

Это из какой книжки? а что за циферки в степенях?

Цитата: Просто Василий от 09.07.2021 06:20:36Это из какой книжки?

"Liquid Rocket Analysis" R. R. L. Ernst

Цитата: Просто Василий от 09.07.2021 06:20:36а что за циферки в степенях?

Сильно подозреваю, что числа, полученные по результатам регрессионно-корреляционного анализа статистики масс ЖРД.

Цитата: Subrogator от 08.07.2021 16:16:26кстати, вот мой доработанный файл LaunchModel, работает дросселирование 1 ступени....

https://disk.yandex.ru/d/X3qY8f9KSb9m7A (https://disk.yandex.ru/d/X3qY8f9KSb9m7A)

Интереcный костылик добавлен:

Цитировать=ЕСЛИ(AZ5<Main!$E$24;1/3;1)

Тут мои формулы для дросселирования всех ступеней, используются уже пару лет:
LaunchModelThrottle.txt (https://disk.yandex.ru/d/yCMUztraA4EJzg)

Цитата: Raul от 09.07.2021 09:26:19

Цитата: Subrogator от 08.07.2021 16:16:26кстати, вот мой доработанный файл LaunchModel, работает дросселирование 1 ступени....

https://disk.yandex.ru/d/X3qY8f9KSb9m7A (https://disk.yandex.ru/d/X3qY8f9KSb9m7A)

Интереcный костылик добавлен:

Цитата: undefined=ЕСЛИ(AZ5<Main!$E$24;1/3;1)

Тут мои формулы для дросселирования всех ступеней, используются уже пару лет:
LaunchModelThrottle.txt (https://disk.yandex.ru/d/yCMUztraA4EJzg)

Сам в шоке :o уже не помню для чего добавил (скорее всего для исключения деления на ноль...)
Вообще, уже давно понял что спредшит комментить нужно... проходит небольшое время, и уже не помнишь, для чего все костыли расставил...

Цитата: Subrogator от 09.07.2021 10:12:54Вообще, уже давно понял что спредшит комментить нужно... проходит небольшое время, и уже не помнишь, для чего все костыли расставил...

Ещё немного и до выпуска РЭ (руководства по эксплуатации) дойдёте  ;D

Закину еще свой спредшит с расчетом выдвижного сопла
https://disk.yandex.ru/d/PvdAAEnzM9iG9g (https://disk.yandex.ru/d/PvdAAEnzM9iG9g)
Разъяснения здесь:
LaunchModelSoplo.txt (https://disk.yandex.ru/d/eN4QyxmbKHHdFA)

Также там формулы для дросселирования

Цитата: Raul от 09.07.2021 09:26:19Тут мои формулы для дросселирования всех ступеней, используются уже пару лет:
LaunchModelThrottle.txt (https://disk.yandex.ru/d/yCMUztraA4EJzg)

И атмосфера, не такая роскошная как у Дмитрия на предыдущей странице, но тоже от него:

Цитата: Дмитрий В. от 21.03.2015 16:23:50Я 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.

Есть особенность - конструирование ракеты выполняется на отдельной вкладке Construction, где рассчитываются массы и геометрия, потому все подставляется в Main. А также ВБР - методика расчета взята у Нестерова, вероятности - от него же и из статистики. Расчет выведения ведется для штатного выведения и вариантов с одиночными отказами РД (вкладки Fail).

Вот (https://www.orbiterwiki.org/wiki/Launch_Azimuth) кстати достаточно простая статья, показывающая зависимость прибавки скорости от широты старта и целевого наклонения, с формулами и примерами  ;D

На днях прикручу эту математику в спредшит

Каким образом задать параметры незамкнутой орбиты к примеру -800х200 км? При установке этих значений параметров орбиты  Мпн должна увеличиться по сравнению с Мпн на круговой орбите 200х200 км. Но при расчёте она уменьшается. К примеру Мпн на ноо = 125 т а на незамкнутой орбите 145 т для сверхтяжа.

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:08:00Каким образом задать параметры незамкнутой орбиты к примеру -800х200 км? При установке этих значений параметров орбиты  Мпн должна увеличиться по сравнению с Мпн на круговой орбите 200х200 км. Но при расчёте она уменьшается. К примеру Мпн на ноо = 125 т а на незамкнутой орбите 145 т для сверхтяжа.

Параметры незамкнутой орбиты задаются явным образом, как и замкнутой: установлением величин перигея и апогея в соответствующих ячейках. И я не понял: разве 145 т меньше, чем 125? :o

На незамкнутой масса орбитального блока 145 т. Далее с помощью РБ вывод на ноо, где масса ОБ=125 т.

т.е минус 200 км нельзя задать?

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:17:15На незамкнутой масса орбитального блока 145 т. Далее с помощью РБ вывод на ноо, где масса ОБ=125 т.

Так я не понял, в чём проблема? Ну вывели на незамкнутую 145 т, довывели на замкнутую, получилось 125. Где невязка-то?

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:18:33т.е минус 200 км нельзя задать?

Почему? Незамкнутость орбиты подразумевает (в теории), отрицательную высоту перигея (на практике высота перегея может быть положительная, но низкая, такая что объект "зарывается" в атмосфере, не сделав одного витка0.

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:21:09

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:17:15На незамкнутой масса орбитального блока 145 т. Далее с помощью РБ вывод на ноо, где масса ОБ=125 т.

Так я не понял, в чём проблема? Ну вывели на незамкнутую 145 т, довывели на замкнутую, получилось 125. Где невязка-то?

как задать параметры незамкнутой орбиты? Конкретно -200х200 км?

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:23:42

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:21:09

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:17:15На незамкнутой масса орбитального блока 145 т. Далее с помощью РБ вывод на ноо, где масса ОБ=125 т.

Так я не понял, в чём проблема? Ну вывели на незамкнутую 145 т, довывели на замкнутую, получилось 125. Где невязка-то?

как задать параметры незамкнутой орбиты? Конкретно -200х200 км?

Так и задаёшь: высота перигея -200 км, высота апогея 200 км.

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:25:09

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:23:42

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:21:09

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:17:15На незамкнутой масса орбитального блока 145 т. Далее с помощью РБ вывод на ноо, где масса ОБ=125 т.

Так я не понял, в чём проблема? Ну вывели на незамкнутую 145 т, довывели на замкнутую, получилось 125. Где невязка-то?

как задать параметры незамкнутой орбиты? Конкретно -200х200 км?

Так и задаёшь: высота перигея -200 км, высота апогея 200 км.

и получаю грубо говоря 100 т. А хочу увидеть в ячейке 145 т

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:26:37

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:25:09

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:23:42

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:21:09

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:17:15На незамкнутой масса орбитального блока 145 т. Далее с помощью РБ вывод на ноо, где масса ОБ=125 т.

Так я не понял, в чём проблема? Ну вывели на незамкнутую 145 т, довывели на замкнутую, получилось 125. Где невязка-то?

как задать параметры незамкнутой орбиты? Конкретно -200х200 км?

Так и задаёшь: высота перигея -200 км, высота апогея 200 км.

и получаю грубо говоря 100 т. А хочу увидеть в ячейке 145 т

А куда у тебя выводится ПГ: в апогей, или в промежуточную точку? Ты какие кинематические ограничения в солвере задал?

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:29:19

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:26:37

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:25:09

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:23:42

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:21:09

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:17:15На незамкнутой масса орбитального блока 145 т. Далее с помощью РБ вывод на ноо, где масса ОБ=125 т.

Так я не понял, в чём проблема? Ну вывели на незамкнутую 145 т, довывели на замкнутую, получилось 125. Где невязка-то?

как задать параметры незамкнутой орбиты? Конкретно -200х200 км?

Так и задаёшь: высота перигея -200 км, высота апогея 200 км.

и получаю грубо говоря 100 т. А хочу увидеть в ячейке 145 т

А куда у тебя выводится ПГ: в апогей, или в промежуточную точку? Ты какие кинематические ограничения в солвере задал?

в перигей?

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:34:16

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:29:19

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:26:37

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:25:09

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:23:42

Цитата: Дмитрий В. от 25.09.2021 14:21:09

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:17:15На незамкнутой масса орбитального блока 145 т. Далее с помощью РБ вывод на ноо, где масса ОБ=125 т.

Так я не понял, в чём проблема? Ну вывели на незамкнутую 145 т, довывели на замкнутую, получилось 125. Где невязка-то?

как задать параметры незамкнутой орбиты? Конкретно -200х200 км?

Так и задаёшь: высота перигея -200 км, высота апогея 200 км.

и получаю грубо говоря 100 т. А хочу увидеть в ячейке 145 т

А куда у тебя выводится ПГ: в апогей, или в промежуточную точку? Ты какие кинематические ограничения в солвере задал?

в перигей?

:o У тебя перигей отррицательный (под поверхностью Земли)! Как ты туда ПГ выведешь? :o

Спасибо Саныч! "Болван! Согласен!" (Операция Ы) ;D

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:18:33т.е минус 200 км нельзя задать?

Зачем? Выставляйте круговую по высоте апогея, а перигей сам уменьшится в зависимости от ПГ. Если  же выставить отрицательный перигей, то выведение пойдет к нему, а не к апогею.

Цитата: Raul от 25.09.2021 14:49:56

Цитата: Большой от 25.09.2021 14:18:33т.е минус 200 км нельзя задать?

Зачем? Выставляйте круговую по высоте апогея, а перигей сам уменьшится в зависимости от ПГ. Если  же выставить отрицательный перигей, то выведение пойдет к нему, а не к апогею.

Чтобы этого не произошло, надо корректно ввести в солвер все ограничения.

Если кто-то сподобится перевести все эти чудные расчётные программки на JavaScript в виде Single Page App, могу разместить это на сайте форума для всеобщего удобства ;)

Цитата: Asteroid от 26.09.2021 19:31:53Если кто-то сподобится перевести все эти чудные расчётные программки на JavaScript в виде Single Page App, могу разместить это на сайте форума для всеобщего удобства ;)

Там вся "фишка" в использовании решателя Excel, который и подбирает подходящий вариант решения задачи. Именно подбирает. Сделать то же самое расчётным методом очень проблематично.

У этого подбирателя какой-то выдающийся патентованный алгоритм?

Решатель - это подключаемая надстройка Excel, подбирающая варианты решений, согласно заданных условий.
Написать аналог несколько проблематично.

Цитата: Neru от 26.09.2021 23:58:00подбирающая варианты решений, согласно заданных условий.
Написать аналог несколько проблематично.

Не знаю как это устроено в Excel и в LaunchModel , но в подобных расчётах решается краевая задача. Ничего особенного там нет.
Вот один из возможных алгоритмов, весьма простой в программной реализации, но вполне эффективный:

Р.Ф.Аппазов, О.Г.Сытин. Методы проектирования траекторий носителей и спутников Земли, 1987, стр. 418.

Интересно с какой погрешностью считает LaunchModel?

Цитата: Большой от 27.09.2021 13:04:55Интересно с какой погрешностью считает LaunchModel?

Этот вопрос требует уточнения - а что именно Вы спрашиваете?

1. Любой численный метод имеет инструментальную накапливаемую погрешность, которую можно вычислить прямо в ходе численного интегрирования. Вряд ли в этом смысле LaunchModel имеет отличающуюся от других численных считалок погрешность.

2. Если вопрос о соотношении результатов LaunchModel с результатами расчётов методами разработчиков изделий - то очевидно что результаты зависят зависят от различия в заданных исходных данных по параметрам изделия (законы изменения масс, тяг, расходов, управление и т.д и т.п.), от моделей гравитационного поля, атмосферы, ветра, от методов решения и моделей краевых и оптимизационных задач, от учитываемых (и моделей их учёта) ограничений и т.д. и т.п.

2. Может это вопрос о соотношении результатов LaunchModel с результатами реальных пусков?

Цитата: Туман Андромедов от 27.09.2021 13:32:24

Цитата: Большой от 27.09.2021 13:04:55Интересно с какой погрешностью считает LaunchModel?

Этот вопрос требует уточнения - а что именно Вы спрашиваете?

1. Любой численный метод имеет инструментальную накапливаемую погрешность, которую можно вычислить прямо в ходе численного интегрирования. Вряд ли в этом смысле LaunchModel имеет отличающуюся от других численных считалок погрешность.

2. Если вопрос о соотношении результатов LaunchModel с результатами расчётов методами разработчиков изделий - то очевидно что результаты зависят зависят от различия в заданных исходных данных по параметрам изделия (законы изменения масс, тяг, расходов, управление и т.д и т.п.), от моделей гравитационного поля, атмосферы, ветра, от методов решения и моделей краевых и оптимизационных задач, от учитываемых (и моделей их учёта) ограничений и т.д. и т.п.

2. Может это вопрос о соотношении результатов LaunchModel с результатами реальных пусков?

по п.2

Цитата: Большой от 27.09.2021 13:04:55Интересно с какой погрешностью считает LaunchModel?

В пределах 1...5% для РН с выведением без особенностей (пространственные манёвры, баллистические паузы и т.п.)

Там скорее всего интегрирование методом Рунге-Кутты. Вопрос лишь, какого порядка.