Приближенный расчет ракеты-носителя

Автор neophyte, 28.12.2020 20:48:33

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

Neru

Можно вычислить необходимый запас по Хс и указать его в параметрах.
Например у меня были табличные значения по выводу на ГСО и ГПО с разных космодромов. Хотелось посмотреть на РН+РБ. Задавал целевую незамкнутую орбиту и делал резерв табличного значения Хс + 50 на довыведение РБ на НОО. Получались вполне реальные цифры ПН, выводимые РН+РБ.
Не спрашивайте, как я это делал - не помню, пару лет назад баловался.
Мировой опыт космических запусков на 3/5 состоит из Советско-Российского опыта космических запусков.

neophyte

Цитата: Дмитрий В. от 05.01.2021 22:45:33
Цитата: neophyte от 05.01.2021 19:19:38Проверил, что снижение тяги второй ступени (дефорсирование до номинала) существенно улучшает результат на ССО. Возможно этим объясняется то, что Зенит для многих миссий использовал длительную работу 8т рулевого двигателя второй ступени. Был разработан даже повторный запуск, что теоретически еще повышало энергетику. Интересно, а можно ли моделировать повторный запуск в LaunchModel?
В реальности у Зенитов нет повторного включения (кстати, в западных "считалках" оно может закладываться, что и обеспечивает заметный рост энергетических возможностей). Для расчёта повторного включения спредшит надо дорабатывать. Для этого я использую дополнительный модуль межорбитальных перелютов, где перелёт рассчитывается по гомановской схеме.
Была программа по повышению энергетики Зенита: собирались форсировать двигатель второй ступени, ввести повторное включение и останов по выработке рулевика. Но довести до логического завершения сумели только первый пункт.  По 2 и 3 были проведены эксперименты, но потом начались трудности, Боинг вышел из проекта и все заглохло. Последня авария с БИМ окончательно добила проект. Теперь Зенит стоит рассматривать уже как историю и хороший пример для расчетов баллистики. 
А модулем для расчета межорбитальных перелетов не поделитесь? Было бы неплохо объеденить его с LaunchModel. Насколько я понимаю, для расчета повторно включения - выводим на орбиту с перигеем 200 и апогеем требуемой круговой орбиты (например 500км для ССО) с таким расчетом чтобы запас топлива позволял выдать второй импульс Гомановского перехода для замыкания орбиты.

Neru

Мировой опыт космических запусков на 3/5 состоит из Советско-Российского опыта космических запусков.

neophyte

Спасибо. Хотя это несколько сложно. Я попробую ограничиться энергетической увязкой, как писал выше.

Дмитрий В.

Цитата: neophyte от 07.01.2021 01:53:19Спасибо. Хотя это несколько сложно. Я попробую ограничиться энергетической увязкой, как писал выше.
https://yadi.sk/i/BFEjcVx0XRCywA
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

neophyte

Огромное спасибо! Здесь понятнее.

Просто Василий

Цитата: neophyte от 07.01.2021 01:53:19Спасибо. Хотя это несколько сложно. Я попробую ограничиться энергетической увязкой, как писал выше.
По прошествии времени как тебе Launchercalculator?
Пока мы говорим, уходит завистливое время: лови момент, как можно меньше верь будущему.


neophyte

Цитата: Просто Василий от 24.05.2021 09:06:17
Цитата: neophyte от 07.01.2021 01:53:19Спасибо. Хотя это несколько сложно. Я попробую ограничиться энергетической увязкой, как писал выше.
По прошествии времени как тебе Launchercalculator?
Судя по форуму на GitHub где эта прога выложена, больших проблем в ней не обнаружено. Есть отклонения от характеристик реальных ракет, но все это можно объяснить упрощенным методом расчета, который не учитывает нюансов реальной траектории выведения. Зато программа дает гладкие не противоречивые результаты и если их интерпретировать как относительные приращения ПГ в %, а не как абсолюные значения, то ею вполне можно пользоваться.