Приз имени меня и форума НК

[Андрей Суворов]

Да, предполагается, что во время баллистической паузы управление ориентацией происходит за счёт реактивных сопел на газе наддува первой ступени. Фактически, при развороте с постоянной скоростью и сравнительно малых демпфирующих моментах, нужно только вовремя остановить разворот по тангажу. Если же окажется, что демпфирующие моменты велики для такого способа управления, то СУ должна обеспечивать во время пассивного полёта нулевой угол атаки, а, когда скоростной напор упадёт до нуля, завершить разворот. Но это осложнит правильный выбор длительности баллистической паузы.

Примерно такая схема управления была принята на второй ступени РН Авангард.

[Roger]

Новый вариант расчёта, учитывающий предполагаемый алгоритм управления по тангажу здесь.
В этом варианте на орбите 145/175/46,5 расчётная величина ПН=1.14 кг.

[Дмитрий В.]

Новый вариант расчёта, учитывающий предполагаемый алгоритм управления по тангажу здесь.
В этом варианте на орбите 145/175/46,5 расчётная величина ПН=1.14 кг.

Кстати, угол тангажа логичнее отсчитывать от стартового горизонта (еще точнее от горизонтальной плоскости стартовой инерциальной СК) :roll:

[Roger]

Новый вариант расчёта, учитывающий предполагаемый алгоритм управления по тангажу здесь.
В этом варианте на орбите 145/175/46,5 расчётная величина ПН=1.14 кг.

Кстати, угол тангажа логичнее отсчитывать от стартового горизонта (еще точнее от горизонтальной плоскости стартовой инерциальной СК) :roll:

А что не так с тангажом? :roll:

[Дмитрий В.]

Новый вариант расчёта, учитывающий предполагаемый алгоритм управления по тангажу здесь.
В этом варианте на орбите 145/175/46,5 расчётная величина ПН=1.14 кг.

Кстати, угол тангажа логичнее отсчитывать от стартового горизонта (еще точнее от горизонтальной плоскости стартовой инерциальной СК) :roll:

А что не так с тангажом? :roll:

Просто обычно угол тангажа измеряют относительно стартового горизонта, что связано с особенностями работы инерцивальной СУ.

[Roger]

...Просто обычно угол тангажа измеряют относительно стартового горизонта, что связано с особенностями работы инерцивальной СУ.

Чё-т я реально туплю и теряюсь в догадках :roll:
Угол тангажа я вычисляю как справочный параметр. В качестве управляющего параметра я использую программную функцию скорости изменения угла тангажа по времени, которая задаёт угловое положение РН по траектории, начиная со старта.
Буду признателен если "ткнёте пальцем", что конкретно Вас смутило в моих расчётах.

[Дмитрий В.]

...Просто обычно угол тангажа измеряют относительно стартового горизонта, что связано с особенностями работы инерцивальной СУ.

Чё-т я реально туплю и теряюсь в догадках :roll:
Угол тангажа я вычисляю как справочный параметр. В качестве управляющего параметра я использую программную функцию скорости изменения угла тангажа по времени, которая задаёт угловое положение РН по траектории, начиная со старта.
Буду признателен если "ткнёте пальцем", что конкретно Вас смутило в моих расчётах.

"Tan - угол тангажа (угол между продольной осью ЛА и местным горизонтом) [град]". Повторюсь, программный угол тангажа, определяющий траекторию полета, определяется относительно горизонта старта. На оценку энергетики носителя эта разница практически не сказывается. Но если важна сама по себе программа тангажа, могутть быть нестыковки. :roll:

[Roger]

"Tan - угол тангажа (угол между продольной осью ЛА и местным горизонтом) [град]"

Повторюсь, программный угол тангажа, определяющий траекторию полета, определяется относительно горизонта старта. На оценку энергетики носителя эта разница практически не сказывается. Но если важна сама по себе программа тангажа, могутть быть нестыковки. :roll:

Спасибо. Но чем могу помочь? Я привёл классическое определение угла тангажа и, в данном случае, он действительно не является "программным".

[Shadow_ru]

Я возможно что пропустил в 12 страницах.
Но могут ли выйти на конкурс 2 модели ракет :
1) На H2O2, как монотопливная двухступенчатая
2) на РДДТ - сахар, трехступенчатая



И является ли до сих пор обязательным условием юридическая чистота пуска ?

[Monoceros]

Лучше одноступенчатая на черном порохе!  

РДДТ это ракетный дуст? :roll:

[Андрей Суворов]

Я возможно что пропустил в 12 страницах.
Но могут ли выйти на конкурс 2 модели ракет :
1) На H2O2, как монотопливная двухступенчатая
2) на РДДТ - сахар, трехступенчатая

запросто. Только УИ не хватит, чтобы на перекиси в две ступени на орбиту выйти.

И является ли до сих пор обязательным условием юридическая чистота пуска ?

Да

[Shadow_ru]

И является ли до сих пор обязательным условием юридическая чистота пуска ?

Да

Мнээ. А предположим, что в бустерах используется весьма непредсказуемое вещество. Т.е. нанолончер с приличной вероятностью рванет на старте, но если не рванет - уйдет вокруг шарика. Или ваш приз - именно для отработки дубовых грузовичков ?

[Андрей Суворов]

Рванёт или не рванёт - дело десятое. Можно посчитать дальность разлёта осколков и сделать зону отчуждения. Народ в бункер и т.д. Но обеспечение безопасности целиком на заявителе.

Ракеты рвались, рвутся время от времени, и, видимо, будут рваться и дальше, как на старте, так и в полёте. В смысле опасности для людей, кстати, самый критичный момент - это не непосредственно перед стартом, а, для РДТТ, - сразу после активации электрических цепей, когда после подачи напряжения на схему может произойти несанкционированное воспламенение, и, для всех ракет, взрыв на высоте до 10 длин ракеты - при этом "накрываемая" осколками область гораздо больше, а энергия осколков почти та же. Дальше уже, по мере набора высоты, а потом и дальности, опасность уменьшается.

[Андрей Суворов]

Кстати, в смесевых топливах современных РДТТ часто присутствует октоген - одна из самых мощных взрывчаток. Это позволяет поднять УИ по сравнению с классическим триплетом перхлорат аммония - полибутадиен с гидроксильными концевыми группами - алюминий.

И, ничего, взрывается не чаще, чем без октогена. Но диапазон условий эксплуатации и хранения пожёстче.

[Изобретатель]

Обращаюсь к Андрею Суворову - автору темы.
Вы ловко всё продумали!!! Без риска, для своего бюджета, открыли для обсуждения заманчивую и интересную тему. Я бы даже хотел вести с вами личную переписку по теме: "Космонавтика и всё с ней связанное"!
Ракеты с современными технологиями маршевых двигателей не способны дёшево доставить на околоземную орбиту (ОЗО) полезный груз. Казалось бы, уменьши пропорционально в размерах существующие ракеты и можно отправлять на ОЗО грузы хотя бы микроскопических размеров! Из подобной затеи ничего не выйдет. Сопротивление атмосферы значительное для массивных ракет будет непреодолимо великим для маленьких. В стратосферу ещё можно попытаться поднять кустарную ракету, но чтобы она смогла разогнаться до 1КС - эта задача уже другого технического уровня и любителям она не по силам!!! Кроме того, создание образца РН требует проведения огромного количества работ и испытаний, которые по стоимости превзойдут единичный старт РН в сотни раз. Для изобретателей, осуществление идеи предложенной Андреем Суворовым, обойдётся как минимум в миллиарды рублей и вряд ли кто-то осилит эту ношу! А вот приз в данной ситуации просто смехотворно мал.
С большим уважением к Андрею Суворову!

[Monoceros]

Изобретатель, вы как-то голословны  

Линейные размеры ракеты пропорциональны корню 3 из массы, а площадь квадрату размеров, т.е. S~M^(2/3). Сила сопротивления F~S~M^(2/3), ускорение торможения a~F/M~M^(-1/3)

Вот, к примеру, известно, что у SaturnV были потери на атмосферу порядка 50м/с. Если уменьшить ее до 300кг, т.е. в 10 000 раз, то ускорение торможения будет больше в 21.5 раза, при условии что ракета будет лететь таким же манером потери будут ~1 км/с.

Если миниракету сделать с удлиннением в 2 раза больше (чему способствует маленькая масса), то потери -> ~700м/с.

С другой стороны, у SaturnV потери на гравитацию порядка км/с. У маленькой ракеты с быстро работающим двигателем эти потери будут гораздо меньше  :wink:

И, в конце концов, сатурн на LEO выводил груз в 25 раз меньше начального, а тов. Суворов, я полагаю, будет доволен и 1/2000  

[Saul]

Повторю предложение стартовать с одноразового аэростата "пончика". Плотная атмосфера позади.

[Дмитрий Владимирович Байков]

В стратосферу ещё можно попытаться поднять кустарную ракету, но чтобы она смогла разогнаться до 1КС - эта задача уже другого технического уровня и любителям она не по силам!!! Кроме того, создание образца РН требует проведения огромного количества работ и испытаний, которые по стоимости превзойдут единичный старт РН в сотни раз. Для изобретателей, осуществление идеи предложенной Андреем Суворовым, обойдётся как минимум в миллиарды рублей и вряд ли кто-то осилит эту ношу!

Что-то я с вами категорически не согласен...Конечно очень даже н просто...Но вон одна команд на карамели неуправляемую ракету запускали...И ведь запустили и даже улетела куда надо...Далековато, не на орбиту круговую правда...+)

[Николай Дзись-Войнаровский]

Я обязуюсь выплатить из своих личных сбережений пятнадцать тысяч долларов или триста пятьдесят тысяч рублей, в зависимости от того, что будет мне выгоднее на момент вручения приза, тому, кто до 29 мая 2011 года (моего 45-летия) сможет построить и запустить любительскую орбитальную ракету.

Претенденты, остался месяц!  

[Павел73]

Претенденты, остался месяц!  

Селитра из магазинов исчезла!!! :cry:   Заряжать нечем!!!