Вопрос по LaunchModel.xls

[Max_Z]

Конкретно 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.

И 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?

[Дмитрий В.]

А 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.

[Alex-DX]

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

УРМ-3В ОКР Амур

[C-300-2]

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. 

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?..

[C-300-2]

В 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.

[Max_Z]

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

[C-300-2]

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.

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 

Плюс 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.

[C-300-2]

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

[Max_Z]

Так. Начал я с помощью коллеги погружение в VBA Экселя. Мой мозг слегка оплавился  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...

[C-300-2]

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...

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?

[Max_Z]

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

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.

[C-300-2]

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.

Звучит логично. Надо поглубже обдумать.

[Max_Z]

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?

[C-300-2]

УИ - 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.

массы 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.

[Max_Z]

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.

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?

[C-300-2]

вопрос: 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.

значения УИ даётся для трёх случаев: земной, расчётный и вакуумный

Отлично

он даёт массу камеры 324 кг, насколько это более-менее похоже на правду?

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

[Дмитрий В.]

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...

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.

[C-300-2]

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.

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

[Дмитрий В.]

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.

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).

[Дмитрий В.]

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.