Приз имени меня и форума НК

[Peter]

Как обычно - вопрос о весе баков. Так-то выходит, в принципе... Но нужно очень приличное массовое совершенство.

PS - третья ступень может коректироваться радиокомандно, и вообще, лучше делать ее на монотопливе с многократным включением... То есть - не отделять от спутника. Пусть его орбиту правит

[Андрей Суворов]

Я сказал бы много неприличного, но меня тогда сразу забанят.

Третью ступень лучше не делать. Третью ступень лучше купить. Причём я предполагаю совершенно конкретный двигатель производства НПО "Искра". У него достаточно высокие параметры, приведённые выше, и не зубодробительно высокая цена - не более одной десятой предложенного Denny в качестве приза. При этом первые две ступени могут иметь более скромное массовое совершенство.

Скажем, первая ступень заправленная весит 2200 кг, в конце работы 220 кг. Вторая заправленная весит 550 кг, в конце работы 55 кг. При приведённых параметрах третьей ступени удаётся выйти на орбиту с ПГ в 2 килограмма, правда, лучшее, что у меня получилось - орбита 170х200 км. Хотелось бы поднять перигей километров на 15, и ПН увеличить. Стартовая масса у меня выходит 2878 кг.

При этом вся СУ стоит на второй ступени, причём, первая ступень управляется качанием камер по одной оси, а на второй камера одна, и её по необходимости нужно качать по двум осям, а управление по крену с помощью воздушных рулей, пока есть воздух, и газовых сопел, когда воздух кончится. Кончится он где-то секунд через 10 после разделения ступеней, но этого, в принципе, достаточно для успокоения второй ступени по крену без расхода бортовых ресурсов.

Сказать честно, я б укоротил время работы третьей ступени - при этом уменьшатся потери, при постоянном угле тангажа они довольно заметно растут вместе с временем работы. Но и так третья ступень неплоха.

[Дмитрий В.]

Просьба к Дмитрию Воронцову (правда, боюсь, он в этот топик не ходит):

Дмитрий, помогите оптимизировать параметы

1.Имеется камера ЖРД с УИ 205 с у Земли и 232 в вакууме. Тяга в вакууме - 1,2 тонны. Топливо - кислород и этиловй спирт 95%.
2.Имеется "Искровский" аналог STAR 17A с параметрами - тяга 0,16 тонны, УИ 285 с, масса снаряжённого 126 кг, пустого 14 кг.
3.Предполагается, что на 1-й ступени стоят четыре камеры, на второй - одна. При этом на второй ступени может быть насадок, поэтому УИ, скажем, 240 с
4.Предполагается, что третья ступень раскручивается и системы управления не имеет, так что весь разворот по тангажу нужно сделать за первые две ступени.
5.Предполагается горячее разделение 1й и 2й ступеней, при ещё заметном скоростном напоре, поэтому на 2й ступени стабилизаторы, а между 2й и 3й возможна баллистическая пауза.
 

Задача. Вывести "тройной кубсат", т.е. 2 кг диспенсера и 3 кг спутника на орбиту 185х200 км.
Что нужно оптимизировать. Нужно найти соотношения масс ступеней такие, что массовое совершенство будет минимальным т.е. минимальным будет отношение массы заправленного блока и сухого.

Масса камеры вместе с устройствами УВТ не превышает 10 кг (но ТНА в эти 10 кг не входит, увы).

Я правильно понимаю, что РДТТ работает почти 200 с? Если так, то лучше бы оснастить 3-ю ступень СУ. Поскольку при стабилизации вращением и постоянном тангаже сомнительно сформировать целевую орбиту с достаточной точностью. В то же время достаточно большая длительность АУТ-3 позволяет обойтись без баллистической паузы.

[Андрей Суворов]

О, чёрт, я ошибся, пересчитывая между системами. Время работы 20 секунд и тяга в 10 раз больше. Ужас.

СУ и УВТ не вписываются на третью ступень по массе.

[Андрей Суворов]

На крайняк камера форсируется до 1,3 тонны в вакууме.

[Peter]

(покаянно) приношу публично свои глубокие извинения за те глупости, что сморозил в предыдущей реплике. Не вчитался в постановку задачи.

[Андрей Суворов]

При времени работы 20 секунд железка легко выводится на орбиту при массе ПГ аж 26 кг. Правда, ускорение в конце работы третьей ступени почти 35 "же", и это явный перебор. "А кому сейчас легко?" (с).
При этом, конечно, без баллистической паузы никак. У меня вышло, что приемлемая её длительность - около 140 секунд.

[Дмитрий В.]

При времени работы 20 секунд железка легко выводится на орбиту при массе ПГ аж 26 кг. Правда, ускорение в конце работы третьей ступени почти 35 "же", и это явный перебор. "А кому сейчас легко?" (с).
При этом, конечно, без баллистической паузы никак. У меня вышло, что приемлемая её длительность - около 140 секунд.

В общем надо, чтобы первые две ступени забросили третью - на переходную орбиту с высотой апогея, равной высоте целевой орбиты. Перед отделением (или сразу после) закручивать 3 ступень так, чтобы она стабилизировала угол тангажа, необходимый для "правильной" ориентации при выдаче доразгонного импульса. Параметры подлежащие оптимизации - апогей и перигей переходной орбиты, высота прекращения АУТ 2-й ступени относительные конечные массы 1-й и 2-й ступени. Параметры 3-й ступени считаем заданными. Проблема в том, что придется оптимизировать траектории и проектные параметры в несколько заходов. Геморройно :twisted:

[Андрей Суворов]

Типа того, да. У меня сейчас такие параметры:
Диаметр 1-й ступени 68 см
Диаметр 2-й ступени и обтекателя 48 см
Диаметр двигателя 3-й ступени 44 см (под обтекателем вместе со спутником)
Конечная масса 1-й ступени 240 кг
Начальная масса 2200 кг
Конечная масса 2-й ступени 60 кг
Начальная масса 550 кг
Конечная масса РДТТ 3-й ступени 14 кг
Начальная масса 126 кг
Масса обтекателя, устройства закрутки 3-й ступени и других устройств, сбрасываемых перед запуском 3-й ступени 16 кг
Баллистическая пауза между 2-й и 3-й ступенями 150 секунд.
Масса полезной нагрузки 25 кг
Целевая орбита 183х215 км (над сферой)
Угол тангажа во время работы третьей ступени 4 градуса.

Проблема в том, что у меня старая версия спредшита от Ратмана, с "неправильной" атмосферой и т.д. Кроме того, программа угла тангажа далека от оптимальной и нет учёта трансзвука и максимального скоростного напора (угол атаки на трансзвуке -0,5 градуса, на max Q -0,9 градуса и достигает -2 градуса при Q=2/3 max Q). Хотя, может быть, для такой маленькой ракеты это и приемлемые параметры...

[Дмитрий В.]

Типа того, да. У меня сейчас такие параметры:
Диаметр 1-й ступени 68 см
Диаметр 2-й ступени и обтекателя 48 см
Диаметр двигателя 3-й ступени 44 см (под обтекателем вместе со спутником)
Конечная масса 1-й ступени 240 кг
Начальная масса 2200 кг
Конечная масса 2-й ступени 60 кг
Начальная масса 550 кг
Конечная масса РДТТ 3-й ступени 14 кг
Начальная масса 126 кг
Масса обтекателя, устройства закрутки 3-й ступени и других устройств, сбрасываемых перед запуском 3-й ступени 16 кг
Баллистическая пауза между 2-й и 3-й ступенями 150 секунд.
Масса полезной нагрузки 25 кг
Целевая орбита 183х215 км (над сферой)
Угол тангажа во время работы третьей ступени 4 градуса.

Проблема в том, что у меня старая версия спредшита от Ратмана, с "неправильной" атмосферой и т.д. Кроме того, программа угла тангажа далека от оптимальной и нет учёта трансзвука и максимального скоростного напора (угол атаки на трансзвуке -0,5 градуса, на max Q -0,9 градуса и достигает -2 градуса при Q=2/3 max Q). Хотя, может быть, для такой маленькой ракеты это и приемлемые параметры...

На самом деле, вид программы угла атаки для прикидочных расчетов не имеет практически никакого значения.

[Андрей Суворов]

Увеличил диаметр второй ступени до 540 мм, а первой - до 860 мм, иначе ракета выглядела слишком тонкой и длинной, а в результате  орбита с тем же грузом 25 кг понизилась до 175х202 км. При таких диаметрах длина блока первой ступени составляет около 4,5 м, второй - около 3 м, третьей с обтекателем - около 1,5 м.

Диаметр обтекателя увеличил только на 2 см, т.к. в силу особенностей СУ желаю, чтоб со второй ступени было видно прямо вперёд. Хотя, в принципе, датчик СУ можно поставить и под обтекатель - он будет сброшен до того, как будет строиться окончательная ориентация по Солнцу.

А, да. Диаметр камеры ЖРД - 130 мм, длина - 580 мм, срезы сопел выступают за дно двигательного отсека, диаметр коллектора на срезе сопла - около 155 мм, точнее пока не скажу.

[Андрей Суворов]

Перед отделением (или сразу после) закручивать 3 ступень так, чтобы она стабилизировала угол тангажа, необходимый для "правильной" ориентации при выдаче доразгонного импульса.

Я долго думал, и решил, что лучше, если окончательная ориентация будет строиться перед запуском 3-й ступени, т.е. баллистическую паузу 2-я и 3-я ступени летят вместе, и перед отделением ориентация уточняется. Во время баллистической паузы 3-я ступень закручена с малой скоростью, а 2-я не вращается. Или обе не крутятся, но, боюсь, так не хватит газа на стабилизацию.

Параметры подлежащие оптимизации - апогей и перигей переходной орбиты, высота прекращения АУТ 2-й ступени относительные конечные массы 1-й и 2-й ступени. Параметры 3-й ступени считаем заданными. Проблема в том, что придется оптимизировать траектории и проектные параметры в несколько заходов. Геморройно :twisted:

Дмитрий, так как, посчитаете?

[Дмитрий В.]

Дмитрий, так как, посчитаете?

Задача интересная, и я бы взялся. Но сейчас жуткий дефицит времени :cry: После 10-12 декабря, думаю, будет свободнее.

[Андрей Суворов]

Продолжаем разговор!
Предлагается к анализу ракета со следующими параметрами.
Масса первой ступени
начальная - 540 кг
конечная - 64 кг
УИ - 200 у земли, 238 в пустоте.
Тяга первой ступени - 700 кГ у земли, 835 кГ в пустоте
После отрабатывания 1-й ступени баллистическая пауза.
Вторая ступень - Star-13A или его аналог
Масса начальная - 38 кг
конечная - 6 кг
Время работы - около 15 секунд,
Тяга в пустоте - 600 кГ
УИ в пустоте - 287 с
Третья ступень - Star-6A или аналог
Масса начальная - 4,6 кг
конечная - 1,3 кг
УИ в пустоте - 285 с

Предположим, запуск осуществляется несколько юго-западнее Астрахани строго на восток, с тем, чтобы эллипс падения первой ступени целиком находился в северном Каспии. Полями падения под пустой Стар-13 озабочиваться необязательно, т.к. размер сопоставим с размерами фрагментов КА, сходящих неуправляемо с орбиты. Если я ничего не напутал, упасть он должен несколько севернее Балхаша.

Подтвердите, пожалуйста, или опровергните результаты, что эта химера может выйти на орбиту 145х175 км с ПГ порядка полукилограмма! Ну или хотя бы без ПГ...

[Roger]

Предлагается к анализу ракета со следующими параметрами....

...Подтвердите, пожалуйста, или опровергните результаты, что эта химера может выйти на орбиту 145х175 км с ПГ порядка полукилограмма! Ну или хотя бы без ПГ...

Провёл баллистический расчёт предлагаемой Мини РН.

При этом дополнительно были сделаны следующие допущения:
а) Максимальный диаметр (1 ст) – 500 мм;
б) Площадь на срезе сопла двигателя 1 ст. – 130 мм;
в) Площадь на срезе сопла двигателя 2 ст. – 100 мм;
г) Площадь на срезе сопла двигателя 3 ст. – 50 мм.
д) Относительная конечная скорость для орбиты 145/175/46,5 в перигее – 7497,8 м/с.
е) Максимальная потребная скорость изменения угла тангажа - 1,0 град/сек (1 ст.) и 2,5 град/сек (2 и 3 ст.).

При расчёте проводился учёт реальных условий полёта, т.е. учтены затраты топлива на управление по траектории, затраты таплива на наддув, а также гарантийные запасы топлива (методика прведена на http://rogersite.alfamoon.com/pages/05page331.htm).

Результаты расчёта приведены здесь.

Вывод: Мини РН с указанными выше характеристиками может вывести на орбиту 145/175/46,6 полезную нагрузку ПН=0,6 кг.

[Андрей Суворов]

Расчёт странноват Кое-что вызывает сомнения. Например, то, что широта точки выключения ДУ совпадает с широтой места пуска.
Диаметр ракеты я действительно забыл привести, 0,5 м - это приемлемое попадание. Диаметр среза сопла 0,13 м для первой ступени - это не  "допущение", а рассчитывается из приведённых значений пустотного и земного УИ. Диаметры среза сопел 2 и 3 ступеней большого значения не имеют - там противодавление почти отсутствует.
Я забыл ещё указать время работы Стар6А - оно около 5-6 секунд, и максимальная перегрузка примерно такая же, как во время работы Стар13А.
Наконец, и это главное - во время работы 2й и 3й ступеней не предполагается никакого УВТ, они стабилизированы закруткой, и за время их работы продольная ось сохраняет положение в пространстве (ну, с точностью до прецессии). Угол к местному горизонту слегка меняется (за время работы второй ступени на 0,5-1 градус, за время работы третьей ступени - на 0,3-0,6 градуса) из-за орбитального движения.

[Roger]

..Кое-что вызывает сомнения. Например, то, что широта точки выключения ДУ совпадает с широтой места пуска.

Пуск получился не "строго на восток", просто я задал широту в точке выключения ДУ равной широте пуска.

Я забыл ещё указать время работы Стар6А - оно около 5-6 секунд, и максимальная перегрузка примерно такая же, как во время работы Стар13А.

А я забыл сказать, что данных по тяге в пустоте Star 6A сходу не нашёл и задал в первом приближении тягу 3 ст. Rп=25 кг.
Какая должна быть?

Наконец, и это главное - во время работы 2й и 3й ступеней не предполагается никакого УВТ, они стабилизированы закруткой, и за время их работы продольная ось сохраняет положение в пространстве (ну, с точностью до прецессии). Угол к местному горизонту слегка меняется (за время работы второй ступени на 0,5-1 градус, за время работы третьей ступени - на 0,3-0,6 градуса) из-за орбитального движения.

Навскидку могу сказать, что без управления по тангажу требуемую орбиту получить будет непросто, если вообще такое возможно. Надо будет подумать.

[Андрей Суворов]

..Кое-что вызывает сомнения. Например, то, что широта точки выключения ДУ совпадает с широтой места пуска.

Пуск получился не "строго на восток", просто я задал широту в точке выключения ДУ равной широте пуска.

Ну, это дополнительные потери...

Я забыл ещё указать время работы Стар6А - оно около 5-6 секунд, и максимальная перегрузка примерно такая же, как во время работы Стар13А.

А я забыл сказать, что данных по тяге в пустоте Star 6A сходу не нашёл и задал в первом приближении тягу 3 ст. Rп=25 кг.
Какая должна быть?

190-210 кГ.

Наконец, и это главное - во время работы 2й и 3й ступеней не предполагается никакого УВТ, они стабилизированы закруткой, и за время их работы продольная ось сохраняет положение в пространстве (ну, с точностью до прецессии). Угол к местному горизонту слегка меняется (за время работы второй ступени на 0,5-1 градус, за время работы третьей ступени - на 0,3-0,6 градуса) из-за орбитального движения.

Навскидку могу сказать, что без управления по тангажу требуемую орбиту получить будет непросто, если вообще такое возможно. Надо будет подумать.

Ну, при тяге третьей ступени 25 кГ действительно, не выходит. Но, когда суммарное время работы 2й и 3й ступеней - 22 секунды (включая паузу между ними) - вполне. Во всяком случае, в ратмановском спредшите версии 2.1
В нынешней версии у меня весь разворот по тангажу приходится на первую ступень и баллистическую паузу. Мало того, в нынешней редакции файла принята постоянная скорость разворота по тангажу, около 0,5 градуса в секунду, первые 11 секунд ракета летит вертикально.

Разделение ступеней происходит непосредственно перед запуском 2й, перед разделением связка 2с+3с+пг раскручивается на "вращающеммся столе". Баллистическая пауза выходит куда больше (выключение ДУ 1ст на 144й секунде, а включение 2й - на 268-й. Фактическое значение паузы определяется по фактической скорости разворота по тангажу (в зависимости от момента прихода Солнца в поле зрения солнечного датчика). Это позволяет радикально снизить требования к ДУСам на первой ступени.

[Roger]

Хочу прояснить один момент.
В первом варианте мой расчёт предполагал управление по тангажу только на активных участках (УВТ).
Из Ваших, Андрей, слов:

В нынешней версии у меня весь разворот по тангажу приходится на первую ступень и баллистическую паузу.

я делаю вывод, что управление по тангажу, в частности на участке 1-й ступени производится независимо от работы маршевого двигателя.
Если это так, и тангаж можно менять в период баллистической паузы, то, тогда, действительно, никакие заморочки с УВТ на 2-й и 3-й ступенях не нужны.

[ОАЯ]

А как же предостережение Дмитрия В.:"...Поскольку при стабилизации вращением и постоянном тангаже сомнительно сформировать целевую орбиту с достаточной точностью...."?
(причем об одом и том же в двух постах).
Это я о двухминутном вращении двух ступеней с последующем включением 2 ступени, а затем и третьей.