Наноракета для наноспутников?

[Artemkad]

Так - повторюсь - фирма СИРФ КОММЕРЧЕСКАЯ ей незачем встраивать дополнительную хрень в программный код приемника чтоб соответсвовать каким то СОСОМ времен холодной войны! Я в это не верю! Попробуйте навязать малопонятную хрень какойнибудь нашей фирме!:)
Это звучит также глупо как например фирме Майкрософт сказали внести в код Виндовс защиту от использования внеземными цивилизациями например!
 

Как это не парадоксально, но в комерческих модулях таки ограничения есть и я пока не нашел как их обойти (р-р-р - ну не писать-же софт заново...). К примеру Сирфовский SSF1919
http://microchip.ua/modulestek/GPS/SSF1919P%20GPS%20Module%20Spec%20V1.0.pdf
см. на 5-й странице. У аналогов -  аналогично.
http://microchip.ua/modulestek/GPS/

[mistermuscle]

Так - повторюсь - фирма СИРФ КОММЕРЧЕСКАЯ ей незачем встраивать дополнительную хрень в программный код приемника чтоб соответсвовать каким то СОСОМ времен холодной войны! Я в это не верю! Попробуйте навязать малопонятную хрень какойнибудь нашей фирме!:)
Это звучит также глупо как например фирме Майкрософт сказали внести в код Виндовс защиту от использования внеземными цивилизациями например!
 

Как это не парадоксально, но в комерческих модулях таки ограничения есть и я пока не нашел как их обойти (р-р-р - ну не писать-же софт заново...). К примеру Сирфовский SSF1919
http://microchip.ua/modulestek/GPS/SSF1919P%20GPS%20Module%20Spec%20V1.0.pdf
см. на 5-й странице. У аналогов -  аналогично.
http://microchip.ua/modulestek/GPS/

Артем - наверно дизасемблеровать код - найти место которое раздражает - выкусить его и перезаписать флэшром? Наверно так?

Может поискать еще модули других фирм - их же видимо не видимо!
А вообще странно - нафига коммерческой конторе заниматься такой фигней!

Может ваще Глонасс взять!?  

[Pavel]

Может ваще Глонасс взять!?  

Там тоже часто это ограничение. Ведь эти модули планируются продавать за рубежом. Впрочем, исключения встречаются. Например

http://www.navis.ru/catalog_10_5.html

Модуль GNSS обеспечивает измерение навигационных параметров для следующих характеристик объекта-носителя:
скорость до 1000 м/с;
высота до 300 000 м.

Теперь осталось довести скорость хотя бы до 7.7 км/с..

[Андрей Суворов]

Андрей почему именно в день равноденствия? :shock:  :shock:  :shock:  :shock:

Энергетически оптимальным является запуск ракеты на восток, так, чтобы наклонение орбиты было равно широте стартового стола. На рассвете в день равноденствия положение Солнца таково, что можно обойтись одноосной ориентацией при запуске на восток. В другие дни наклонение орбиты будет больше широты космодрома, это приведёт к снижению грузоподъёмности. Чем дальше от равноденствия - тем больше снижение грузоподъёмности, а, поскольку ракета и так маленькая, выгодно запускать её ровно на восток.

Кстати, минимальное наклонение орбиты, с учётом ограничений по полям падения, у нас обеспечивает именно Капъяр, хотя широта Байконура меньше, пускать с него на такие наклонения невозможно,

Кстати до него осталось пара месяцев - как дела продвигаются?

А чем пуск как у Лямбды не устраивает?? :?

На Лямбде стоял достаточно точный механический гироскоп с четырьмя рамками, чтобы избежать их складывания при вращении 2й и 3й ступеней. Там тоже использовалась одноосная ориентация, но ось эту ракета "везла с собой", а я хочу использовать Солнце, это дешевле и в смысле денег, и в смысле веса СУ.
Наклонный пуск Лямбды требует твердотопливной первой ступени. Кроме того, у Лямбды разворот по тангажу происходил пассивно, за счёт аэродинамической устойчивости. Возможные ошибки при этом делают необходимое поле зрения солнечного датчика очень большим. Это можно было бы сделать, поставив их два, широкий и точный, но принятая у Лямбды схема разворота по тангажу увеличивает потери ХС на управление, и, кроме того, для достижения стабильной орбиты требуется сильно поднять высоту как перигея, так и апогея, что дополнительно снизит грузоподъёмность.

Лямбда, всё же, весила почти 10 тонн, а на орбиту вывела 26 кг. Я исхожу из стартовой массы ракеты почти в 15 раз меньшей, и хочу вывести на орбиту хоть что-то, а этого очень сложно достичь, такие маленькие ракеты не масштабируются...

У Лямбды СУ стояла на третьей ступени, и, несмотря на заметную примитивность, весила не так, чтобы очень мало...

[Бродяга]

А что у "микроракеты" будет с аэродинамическими потерями?

 ИМХО они должны стать существенными.

[Андрей Суворов]

А что у "микроракеты" будет с аэродинамическими потерями?

 ИМХО они должны стать существенными.

а почему они должны быть больше, чем у большой? Только из-за снижения стартовой нагрузки на мидель? Она, реально, мало влияет.
Тем более, что все аэродинамические потери приходятся на относительно большую первую ступень - вторая и третья работают уже в космосе, на высоте больше 120 км.

Вопрос аэродинамических потерь - в большой степени вопрос выбора траектории, а она, в свою очередь - вопрос требуемой точности СУ. И, так уж получилось, использование в СУ датчиков низкой точности делает траекторию относительно более "высокой", т.е. ракета должна набрать большую высоту, чем это оптимально с точки зрения гравитационных потерь.

Во всяком случае, одна из самых лёгких РН на ЖРД на 1й и 2й ступенях - Блэк Эрроу - была довольно "толстенькой", 2 метра в диаметре имела первая ступень.

[Бродяга]

Ага, именно из-за изменения удельной площади, при изменении стартовой массы в 10 раз она увеличится примерно в два раза.
 Соответственно и аэродинамические потери будут раза в два больше.

[Андрей Суворов]

Ага, именно из-за изменения удельной площади, при изменении стартовой массы в 10 раз она увеличится примерно в два раза.
 Соответственно и аэродинамические потери будут раза в два больше.

Нет, силы в два раза больше не означает, что потери в два раза больше. Главное там, что потери - это небольшая доля от всей скорости. Т.е. увеличение силы вдвое не обязательно означает увеличение работы вдвое. Но даже если потери в терминах работы увеличиваются вдвое, в терминах м/с характеристической скорости они увеличиваются только в корень из двух раз.
К тому же, кто сказал, что пропорции сохраняются? Вот возьмём "семёрку" - её мидель - это пять кругов диаметром 3 метра, т.е. около 35 м2 при стартовой массе около 270 т. То есть, примерно, 7,7 т/м2
ракета в моём проекте имеет диаметр 0,43 м, т.е. площадь миделя около 0,145 м2, а стартовую массу около 700 кг, т.е. 4800 кг/м2 - всего-то в полтора раза меньше, чему "семёрки", при разнице стартовых масс в 380 раз.

[Monoceros]

О, а как сей спредшит считает тягу двигателя? Вот если, например, сопло перерасширено.

[Бродяга]

Нет, силы в два раза больше не означает, что потери в два раза больше. Главное там, что потери - это небольшая доля от всей скорости. Т.е. увеличение силы вдвое не обязательно означает увеличение работы вдвое. Но даже если потери в терминах работы увеличиваются вдвое, в терминах м/с характеристической скорости они увеличиваются только в корень из двух раз.

Интересно, работа, вообще так, это сила помноженная на путь, вы каким-то образом собрались путь уменьшить?
 Кроме того, увеличение аэродинамической силы в два раза уменьшает потери полезной механической работы более, чем в два раза.

 Далее, "логика оценки по механической работе" вообще неверна, потому что для ракеты не выполняется Закон Сохранения Энергии.

К тому же, кто сказал, что пропорции сохраняются? Вот возьмём "семёрку" - её мидель - это пять кругов диаметром 3 метра, т.е. около 35 м2 при стартовой массе около 270 т. То есть, примерно, 7,7 т/м2
ракета в моём проекте имеет диаметр 0,43 м, т.е. площадь миделя около 0,145 м2, а стартовую массу около 700 кг, т.е. 4800 кг/м2 - всего-то в полтора раза меньше, чему "семёрки", при разнице стартовых масс в 380 раз.

А, ну вот это да.
 "Микроракету" надо делать "более тонкой".

[Андрей Суворов]

О, а как сей спредшит считает тягу двигателя? Вот если, например, сопло перерасширено.

Отрыв он, конечно, рассчитывать не умеет. А если отрыва нет, то тяга считается по простой линейной формуле - есть заданный УИ у земли, есть заданный УИ в вакууме, берётся давление на текущей высоте в долях от давления на уровне земли, и на эту величину множится разница между земным и пустотным УИ. Соответствие достаточно точное для целей этого спредшита.

Так что классический "Атлас" он бы считал с заметной погрешностью, но больше ни у каких ракет сопло  не перерасширено настолько, чтобы на стартовой тяге был отрыв потока.

НЯЗ у Р-7 нет отрыва потока на старте из-за заметной эжекции, хотя расчётное давление на срезе всего 0,4 атмосферы. У RL-105 отрыв есть, поэтому УИ на уровне земли всего 220 секунд (у РД-107 - 257 вроде бы).

[Андрей Суворов]

Нашёл текущую версию параметров ракеты
Итак, первая ступень.
Заправка - 476 кг. Масса после отсечки - 64,6 кг. Тяга в вакууме - 835 кГ, УИ в вакууме - 238 с, УИ у земли - 199 с.
Диаметр первой ступени - 0,46 метра, Cx принят 0,3
Баллистическая пауза - 120 секунд.
Вторая ступень - двигатель Star-13A, данные взяты у Вэйда, к массе пустого прибавлено 1 кг на элементы сопряжения и неполное выгорание. Полный - 38 кг, пустой - 6 кг, УИ 287 с (пустотный).
Третья ступень - двигатель Star-6A, данные тоже от Вэйда, к массе пустого прибавлено 10 г на невыгорание. 4,52 кг полный 1,26 кг пустой. УИ 285 с.
При запуске с Кап\яра на восток и наклонении 48 градусов такая ракета (это экстремально плохие параметры!) выводит 1 кг только на орбиту высотой 131,5х140 км, к сожалению. Для более высокой орбиты надо уменьшать нагрузку, или интегрировать с нею двигатель подъёма перигея, как в проекте NOTSnik.

Головной обтекатель сбрасывается перед концом баллистической паузы, его вес - 1,5 кг сверх веса пустой 1й ступени. Для кубосата этого, по идее, должно хватить.

Полный стартовый вес такой ракеты - около 585 кг.
Максимальная перегрузка во время работы 2й и 3й ступеней - около 40 "же", это примерно столько же, сколько было у "Эксплорера-1".

[Monoceros]

УИ в вакууме - 238 с, УИ у земли - 199 с.

Что-то не слишком по-космически В вакууме понятно, расширение маленькое, а на земле... Это керосин + перекись85% + 3МПа в КС?

выводит 1 кг только на орбиту высотой 131,5х140 км, к сожалению.

Хорошая точность системе закрутки нужна, у японцев так не получалось  :roll:

[mistermuscle]

Нашёл текущую версию параметров ракеты
Итак, первая ступень.
Заправка - 476 кг. Масса после отсечки - 64,6 кг. Тяга в вакууме - 835 кГ, УИ в вакууме - 238 с, УИ у земли - 199 с.
Диаметр первой ступени - 0,46 метра, Cx принят 0,3
Баллистическая пауза - 120 секунд.
Вторая ступень - двигатель Star-13A, данные взяты у Вэйда, к массе пустого прибавлено 1 кг на элементы сопряжения и неполное выгорание. Полный - 38 кг, пустой - 6 кг, УИ 287 с (пустотный).
Третья ступень - двигатель Star-6A, данные тоже от Вэйда, к массе пустого прибавлено 10 г на невыгорание. 4,52 кг полный 1,26 кг пустой. УИ 285 с.
При запуске с Кап\яра на восток и наклонении 48 градусов такая ракета (это экстремально плохие параметры!) выводит 1 кг только на орбиту высотой 131,5х140 км, к сожалению. Для более высокой орбиты надо уменьшать нагрузку, или интегрировать с нею двигатель подъёма перигея, как в проекте NOTSnik.

Головной обтекатель сбрасывается перед концом баллистической паузы, его вес - 1,5 кг сверх веса пустой 1й ступени. Для кубосата этого, по идее, должно хватить.

Полный стартовый вес такой ракеты - около 585 кг.
Максимальная перегрузка во время работы 2й и 3й ступеней - около 40 "же", это примерно столько же, сколько было у "Эксплорера-1".

Андрей растолкуйте еще раз пожалуйста про день равноденствия!
Я к сожалению оказался в танке и не понял!

И еще вопрос - какая вероятнось купить эти Star-13 и -6?

[Андрей Суворов]

Андрей растолкуйте еще раз пожалуйста про день равноденствия!
Я к сожалению оказался в танке и не понял!

Равноденствие нужно затем, что в этот день Солнце восходит на востоке. Не на северо-востоке, как летом, и не на юго-востоке, как зимой, а ровно на востоке.
Ровно на востоке нужно для того, чтобы наклонение было минимальным, так как при этом получается максимальная грузоподъёмность. На самом деле, нужно не ровно на востоке, а где-то на 0,2 градуса южнее, т.к. ракета за время первой ступени и баллистической паузы пролетает больше трёх градусов дуги большого круга, и, как следствие, отклоняется к югу на эти 0,2 градуса, но это можно не учитывать, т.к. вблизи равноденствия азимут точки восхода Солнца смещается чуть ли не на градус каждый день.
Т.е., условно говоря, если мы пускаем 21 марта, то пускаем на наклонение 48 (из капьяра), а, если 20 или 22 марта, то на наклонение 49 градусов. А если 19 или 23 марта, то на наклонение 50 градусов. А, чем больше наклонение, тем меньше масса ПГ на орбите той же высоты.
Азимуты пуска 20 и 22 должны быть разные, но результирующее наклонение получится одинаковым (ну, правда, если равноденствие приходится точно на местный полдень ) Отличаться будет долгота восходящего узла.

И еще вопрос - какая вероятнось купить эти Star-13 и -6?

Star-13A выпускается серийно и по сей день, и купить его, при наличии лицензии на соответствующую деятельность, несложно, стоит он порядка миллиона рублей на наши деньги. Star-6A, к сожалению, с производства снят, а выпускающийся Star-6B предназначен для других целей и имеет худшее отношение полной и пустой массы.

Числа в названиях этих двигателей - диаметр в дюймах (приблизительный). Поскольку космические аппараты "подросли", потребность в маленьких двигателях упала, и тиокол не выпускает ни Star-6, ни Star-6A.

Но можно попытаться купить у Искры их аналоги. Про Star-17A я точно знаю, что у него существует полный аналог искровского производства, а вот про более мелкие ничего сказать не могу...

[mistermuscle]

Андрей растолкуйте еще раз пожалуйста про день равноденствия!
Я к сожалению оказался в танке и не понял!

Равноденствие нужно затем, что в этот день Солнце восходит на востоке. Не на северо-востоке, как летом, и не на юго-востоке, как зимой, а ровно на востоке.
Ровно на востоке нужно для того, чтобы наклонение было минимальным, так как при этом получается максимальная грузоподъёмность. На самом деле, нужно не ровно на востоке, а где-то на 0,2 градуса южнее, т.к. ракета за время первой ступени и баллистической паузы пролетает больше трёх градусов дуги большого круга, и, как следствие, отклоняется к югу на эти 0,2 градуса, но это можно не учитывать, т.к. вблизи равноденствия азимут точки восхода Солнца смещается чуть ли не на градус каждый день.
Т.е., условно говоря, если мы пускаем 21 марта, то пускаем на наклонение 48 (из капьяра), а, если 20 или 22 марта, то на наклонение 49 градусов. А если 19 или 23 марта, то на наклонение 50 градусов. А, чем больше наклонение, тем меньше масса ПГ на орбите той же высоты.
Азимуты пуска 20 и 22 должны быть разные, но результирующее наклонение получится одинаковым (ну, правда, если равноденствие приходится точно на местный полдень ) Отличаться будет долгота восходящего узла.

И еще вопрос - какая вероятнось купить эти Star-13 и -6?

Star-13A выпускается серийно и по сей день, и купить его, при наличии лицензии на соответствующую деятельность, несложно, стоит он порядка миллиона рублей на наши деньги. Star-6A, к сожалению, с производства снят, а выпускающийся Star-6B предназначен для других целей и имеет худшее отношение полной и пустой массы.

Числа в названиях этих двигателей - диаметр в дюймах (приблизительный). Поскольку космические аппараты "подросли", потребность в маленьких двигателях упала, и тиокол не выпускает ни Star-6, ни Star-6A.

Но можно попытаться купить у Искры их аналоги. Про Star-17A я точно знаю, что у него существует полный аналог искровского производства, а вот про более мелкие ничего сказать не могу...

Андрей - почему Капустин яр?
А когда например запускать надо с экватора?

А аналог самодельный не сделать этих Star-6?
Из ПХА+ПБ? Что у них за горючее? :idea:

[Николай Дзись-Войнаровский]

Star-13A выпускается серийно и по сей день, и купить его, при наличии лицензии на соответствующую деятельность, несложно, стоит он порядка миллиона рублей на наши деньги. ... Про Star-17A я точно знаю, что у него существует полный аналог искровского производства, а вот про более мелкие ничего сказать не могу...

Если ты говоришь это только с моих слов то уточню - миллион стоил два года назад не Star-17A, а его аналог производства "Искры". Причем аналог не полный, хотя и близкий.

[Андрей Суворов]

Star-13A выпускается серийно и по сей день, и купить его, при наличии лицензии на соответствующую деятельность, несложно, стоит он порядка миллиона рублей на наши деньги. ... Про Star-17A я точно знаю, что у него существует полный аналог искровского производства, а вот про более мелкие ничего сказать не могу...

Если ты говоришь это только с моих слов то уточню - миллион стоил два года назад не Star-17A, а его аналог производства "Искры". Причем аналог не полный, хотя и близкий.

Ну, вообще-то, я беседовал с Варбаном Пешковым, он говорит, что стоимость РДТТ примерно пропорциональна массе топлива В Star-17A топлива 112 кг (в просто Star-17 - 70 кг), а в Star-13A - 33 кг. Таким образом, аналог от "Искры" Star-13A мог бы стоить в районе 250 000 рублей, а его тиоколовский прототип - ну...

С учётом девальвации, инфляции, эмансипации и королевы Елизаветы можно считать, что Стар-13А мог бы стоить, как искровский аналог Стар-17А.

[Peter]

Мне отчего-то кажется, что дешевле выйдет использовать готовые двигатели на вонючке, российского производства. Ибо за морем телушка - полушка....

[Андрей Суворов]

Star-13A - это не готовый двигатель, это готовая ракетная ступень вместе с заправкой. Так что насчёт "дешевле" я сомневаюсь.
К тому же, ступень на ЖРД трудно стабилизировать закруткой