Новые российские РН для нового российского ПК

[Бродяга]

Важна не ось симметрии (особенно после прохождения атмосферы) а взаимное расположение вектора тяги и центра масс, поэтому управления по крену при одном двигателе не получится.

ЧивО?

  :shock:  :shock:  :shock:  :shock:

ТовО.

Поясните вашу "метафизическую фразу".

 Что имел в виду я. — Используем один двигатель, смещённый относительно продольной оси ракеты.
 Если нет управления, он смотрит в ЦМ, если нам нужно управление по крену, то двигатель поворачивается для создания момента по крену, если нам нужно управление по курсу и по тангажу, мы поворачиваем ракету по крену и отклоняем двигатель для создания нужных управляющих моментов.

[Бродяга]

А что в ракетной технике дёшево. :wink:

ИМХО отдельный двигатель для управления по крену будет проще и дешевле.

 А если хотите поспорить "про это", — отловите Старого с его "Тризенитом" и РД-170 с управляющими камерами.

[Андрей Суворов]

Давайте по пунктам

Да не скорости, а ускорения! Компонента скорости, направленная вниз, может появиться со временем, но автомат стабилизации же не даст!

Сколько нужно времени, чтобы после появления ускорения появилась скорость?

Да сколько бы ни нужно - автомат стабилизации реагирует на ускорение и компенсирует ускорение, а не скорость.

И почему Вы мне отказываете в праве сразу воспользоваться вторым законом Ньютона и проинтегрировать до скорости?

Потому что инерциальное управление реагирует на ускорения, а не на скорости.

Да с чего он "ещё увеличился"? Мы отклонили вниз двигатель, создали управляющий момент ...

Да с чего это "вниз"? Вверх!

Неважно, куда. Вы смотрите, куда идёт сопло, я - куда вектор тяги.

И как только мы его отклонили еще, проекция его силы тяги на вертикальную ось РН увеличилась.

Ну и что? Зато, как только ракета повернулась под действием управляющего момента, с ней повернулись два двигателя, имеющие качание в другой плоскости и создали точно такую же проекцию, но противоположно направленную. И скомпенсировали ту, что создал отклонённый двигатель. А если ракета повернётся ещё, то эта проекция будет больше - и мы полетим вверх, т.е. куда нам надо.

ЗЫ Я рассматриваю "жесткую" схему выведения, т.к. для рассмотрения ситуции в "терминале" надо четко знать его алгоритмы.

Вот-вот.

К чему "вот-вот" мне лично непонятно.

Алгоритмы есть даже в случае жёсткого выведения, просто они реализованы не в виде программы для БЦВМ, а в виде электрических и механических связей. И при жёстком выведении может быть система стабилизации центра масс, а может и не быть. И поведение ракеты будет заметно различаться в том и другом случае, так что АЛГОРИТМЫ НАДО ЗНАТЬ и при жёстком выведении, и при терминальном.

Тут я дал в штангу. Могла набраться конечно не ХС, а кажущаяся скорость (полученная интегрированием кажущегося ускорения), которая и является функционалом.

И кажущаяся скорость не могла набраться, слишком уж большой недобор!

Но и Вы не совсем правы -  кажущаяся скорость может набраться, т.к. она зависит не только от собственного ускорения ракеты, но и от проекции ускорения свободного падания па продольную ось РН. А при увеличении угла тангажа она (проекция) как раз и увеличивается.

Если акселерометр стоит на ГСП и положение его от угла тангажа не зависит (пример - 8К84), то не может. Если используются два жёстко закреплённых акселерометра, то тоже не может, по понятным причинам.

К тому же мы не знаем сверхгарантийных запасов.
Поверьте на слово, в отечественной практике был случай, когда РН вытащила на целевую орбиту КА с нераскрывшимся по продольному стыку ГО.

Читал я про этот случай. Это свидетельствует о большом недогрузе ракеты.

Но вы опять валите всё в одну кучу. Тяговооружённость второй ступени KSLV-1 была такой, что нельзя было ошибиться на 1 км/с из-за интегрирования проекции "же" на траекторию полёта - 1 км/с недобора это 100 секунд интегрирования даже полного "же", что уж говорить о проекции, которая в конце выведения близка к нулю.

Такой фокус мог бы быть с разгонным блоком при довыведении, там, да, кажущаяся скорость могла бы отличаться из-за этого эффекта.

[Штуцер]

Если нет управления, он смотрит в ЦМ, если нам нужно управление по крену, то двигатель поворачивается для создания момента по крену, если нам нужно управление по курсу и по тангажу, мы поворачиваем ракету по крену и отклоняем двигатель для создания нужных управляющих моментов.

Чтобы создать момент по крену, нужно отклонить двигатель от оси, проходящей через ЦМ изделия. Сразу начнется разворот по курсу или тангажу. Никакой метафизики, только физика.

[Yra Napr]

Yra Napr вы про какую часть участка выведения вообще говорите?

Полет первой ступени на стадии "гравитационного разворота" с нулевым углом атаки

И откуда у вас возьмётся ВЕРТИКАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ИЛИ УСКОРЕНИЕ, НАПРАВЛЕННЫЕ ВНИЗ?
  :shock:

Результирующая тяги от двух ДУ, лежащих в "горизонтальной" плоскости и "верхней" ДУ, которая отклонена так, что ее тяга проходит через ЦМ ракеты дадут силу, направленную "вниз" от продольной оси РН. Так что "вертикально" и "вниз" конечно довольно условно, но по-моему так проще и понятней. Неужели вкралась какая-то методическая ошибка, которая разрушает все рассуждения?
ЗЫ "Нижнюю" ДУ полагаем неисправной.

[m-s Gelezniak]

Если нет управления, он смотрит в ЦМ, если нам нужно управление по крену, то двигатель поворачивается для создания момента по крену, если нам нужно управление по курсу и по тангажу, мы поворачиваем ракету по крену и отклоняем двигатель для создания нужных управляющих моментов.

Чтобы создать момент по крену, нужно отклонить двигатель от оси, проходящей через ЦМ изделия. Сразу начнется разворот по курсу или тангажу. Никакой метафизики, только физика.

Все что он получит, так это увеличение миделя.

[Андрей Суворов]

И откуда у вас возьмётся ВЕРТИКАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ИЛИ УСКОРЕНИЕ, НАПРАВЛЕННЫЕ ВНИЗ?
  :shock:

Результирующая тяги от двух ДУ, лежащих в "горизонтальной" плоскости и "верхней" ДУ, которая отклонена так, что ее тяга проходит через ЦМ ракеты дадут силу, направленную "вниз" от продольной оси РН. Так что "вертикально" и "вниз" конечно довольно условно, но по-моему так проще и понятней. Неужели вкралась какая-то методическая ошибка, которая разрушает все рассуждения?
ЗЫ "Нижнюю" ДУ полагаем неисправной.

Но после того, как ракета довернётся, два ДУ, которые лежали в горизонтальной плоскости, уже не лежат в горизонтальной плоскости, а создают проекцию, противоположно направленную к проекции, создаваемой отклоненным двигателем.

[Бродяга]

Результирующая тяги от двух ДУ, лежащих в "горизонтальной" плоскости и "верхней" ДУ, которая отклонена так, что ее тяга проходит через ЦМ ракеты дадут силу, направленную "вниз" от продольной оси РН. "Нижнюю" ДУ полагаем неисправной.

Чтобы вас ЕДИНОМОМЕНТНО "УБИТЬ НАФИГ", — нам что-то мешает развернуть ракету как угодно по крену, например так, что "верхняя ДУ" окажется "нижней ДУ"?

 Но даже в вашем случае сила будет направлена не "вниз", а будет иметь горизонтальную составляющую, если мы этого не хотим, то нам надо развернуть ракету по тангажу и только-то.
 При этом ракета будет лететь с ненулевым углом атаки, — неприятно, но ничего страшного.

[Бродяга]

Чтобы создать момент по крену, нужно отклонить двигатель от оси, проходящей через ЦМ изделия. Сразу начнется разворот по курсу или тангажу. Никакой метафизики, только физика.

С какой стати начнётся разворот по курсу и по тангажу?

 И как это делают КОГДА ДВИГАТЕЛЕЙ ДВА, почему ТОГДА не начинается разворот по курсу и по тангажу?

[Бродяга]

Все что он получит, так это увеличение миделя.

Вот это верно, однако если ракета спроектирвана таким образом, что у неё один смещённый двигатель, мидель может быть сделан минимальным при "кривом" полёте ракеты.

[m-s Gelezniak]

Подумай ещё.

[Бродяга]

Подумай ещё.

А что тут особо думать, есть Шаттл и "Энергия" у них расположение всех двигателей "кривое".

 Да, при этом надо делать ракету "неклассической формы", но про это речи не было.

 Кстати, смещение двигателя на 0,1 от расстояния до ЦМ очень большое, реально момент по крену нужен небольшой и угол атаки будет тоже небольшой.

[Штуцер]

Вы абстрагируйтесь от формы ракеты , забудьте на время про ось симметрии, да и где она, например у Энергии-Буран. Вам же сказали:

Все что он получит, так это увеличение миделя.

Есть только центр масс и вектор тяги. Как только вектор тяги перестает быть направленным в ЦМ, начинается разворот по курсу и тангажу. Конечно есть еще аэродинамика, но ее мы не рассматриваем.

[Yra Napr]

Результирующая тяги от двух ДУ, лежащих в "горизонтальной" плоскости и "верхней" ДУ, которая отклонена так, что ее тяга проходит через ЦМ ракеты дадут силу, направленную "вниз" от продольной оси РН. "Нижнюю" ДУ полагаем неисправной.

Чтобы вас ЕДИНОМОМЕНТНО "УБИТЬ НАФИГ", — нам что-то мешает развернуть ракету как угодно по крену, например так, что "верхняя ДУ" окажется "нижней ДУ"?

 Но даже в вашем случае сила будет направлена не "вниз", а будет иметь горизонтальную составляющую, если мы этого не хотим, то нам надо развернуть ракету тяги по тангажу и только-то.
 При этом ракета будет лететь с ненулевым углом атаки, — неприятно, но ничего страшного.

Ну неужели не понятно, что под "горизонтом" я имею ввиду полскость II-IV РН?
Абсолюдно в дырочку, "горизонтальная составляющая" будет, и будет гораздо больше "вертикальной" - я нигде и не утверждал, что ВСЯ составляющая скорости будет направлена "вниз"
Ничего нам не мешает разворачивать ракету по крену как угодно. У амов где-то на МБР это реализовано (нет стабилизации по крену), говорят, но только на бесплатформенной (без ГСП) СУ. Вы у нас хоть один пример реализации такого знаете? Я - нет. Поэтому это и не рассматриваю.
Кстати, тут уже кто-то предлагал "закрутить" РН при выходе одной ДУ из строя - ИМХО хорошее предложение, но слабореализуемое.
Так что "ЕДИНОМОМЕНТНО" мы с Вами, оказывается, разногласий и не имеем  

[Бродяга]

Есть только центр масс и вектор тяги. Как только вектор тяги перестает быть направленным в ЦМ, начинается разворот по курсу и тангажу. Конечно есть еще аэродинамика, но ее мы не рассматриваем.

Мы прикладываем момент относительно одной из главных осей, почему возникнет разворот?

 Или вы заражены довольно распространённой "дуркой", которая состоит в том, что "для приложения момента нужна пара сил"?

[Yra Napr]

так что АЛГОРИТМЫ НАДО ЗНАТЬ и при жёстком выведении, и при терминальном

Предлагаю пользоваться нижеприведенной моделью автомата стабилизации. Он для "квадрата". Если у Вас есть другая, предлагайте

[Бродяга]

Ну неужели не понятно, что под "горизонтом" я имею ввиду полскость II-IV РН?
Абсолюдно в дырочку, "горизонтальная составляющая" будет, и будет гораздо больше "вертикальной" - я нигде и не утверждал, что ВСЯ составляющая скорости будет направлена "вниз"
Ничего нам не мешает разворачивать ракету по крену как угодно. У амов где-то на МБР это реализовано (нет стабилизации по крену), говорят, но только на бесплатформенной (без ГСП) СУ. Вы у нас хоть один пример реализации такого знаете? Я - нет. Поэтому это и не рассматриваю.
Кстати, тут уже кто-то предлагал "закрутить" РН при выходе одной ДУ из строя - ИМХО хорошее предложение, но слабореализуемое.
Так что "ЕДИНОМОМЕНТНО" мы с Вами, оказывается, разногласий и не имеем  

А, ну так бы и выражались, однако.

 Иначе получается, —  :shock:  :shock:  :shock:  :shock:
 

[Lanista]

[Бродяга]

так что АЛГОРИТМЫ НАДО ЗНАТЬ и при жёстком выведении, и при терминальном

Предлагаю пользоваться нижеприведенной моделью автомата стабилизации. Он для "квадрата". Если у Вас есть другая, предлагайте
 ...

Может вы заодно знаете каким образом на "Трайденте" ВООБЩЕ НИКАК не управляют креном?

[Штуцер]

Мы прикладываем момент относительно одной из главных осей, почему возникнет разворот?
 Или вы заражены довольно распространённой "дуркой", которая состоит в том, что "для приложения момента нужна пара сил"?

Момент никуда не прикладывается, прикладывается сила (вектор тяги). Если вектор тяги на проходит через ЦМ, появляется момент. Элементарно даже для Ватсона.