Страницы: Пред. 1 ... 19 20 21 22 23 След.
RSS
Гибридные ступени ракет-носителей с прямоточными двигателями
 
Цитата
Изменения коснулись модели ПВРД и появилась возможность менять угол наклона ракеты (угол тангажа) в диапазоне от 60 до 90 градусов, расчёты перенесены на другой лист. Угол наклона ракеты неизменен на всей траектории полёта, для упрощения расчётов, для сравнения подходит.
.....
PS
Моё любопытство удовлетворено, поэтому дальнейшее развитие данной темы не является для меня злободневным.
С уважением
С моей точки зрения вы только что вышли на интересные результаты. которые стоило бы попытаться просчитать дальше, заложив новую траекторию, с изменением угла тангажа в процессе полета, для создания более пологой траектории разгона. Тогда можно было изменить и соотношение запаса горючего и окислителя, сохранив общую массу горючего на ступени.

З.Ы. В легенде на строке 51 ошибка, в обоих случаях цвет линии графика назван красным ;).

Уилбер Райт: "Признаюсь, в 1901-м я сказал своему брату Орвиллу, что человек не будет летать лет пятьдесят. А два года спустя мы сами взлетели".

 
Цитата
Цитата
Изменения коснулись модели ПВРД и появилась возможность менять угол наклона ракеты (угол тангажа) в диапазоне от 60 до 90 градусов, расчёты перенесены на другой лист. Угол наклона ракеты неизменен на всей траектории полёта, для упрощения расчётов, для сравнения подходит.
.....
PS
Моё любопытство удовлетворено, поэтому дальнейшее развитие данной темы не является для меня злободневным.
С уважением
С моей точки зрения вы только что вышли на интересные результаты. которые стоило бы попытаться просчитать дальше, заложив новую траекторию, с изменением угла тангажа в процессе полета, для создания более пологой траектории разгона. Тогда можно было изменить и соотношение запаса горючего и окислителя, сохранив общую массу горючего на ступени.

З.Ы. В легенде на строке 51 ошибка, в обоих случаях цвет линии графика назван красным ;).

Нет никаких "интересных" результатов. Весь "эффект", и то при явно заниженной массе ПВРД, укладывается в погрешность расчетов. Идея "выполаживания" траектории тоже не слишком плодотворна: выигрыш в среднетраекторном УИ на 1-й ступени будет нивелироваться ростом аэродинамических потерь и потерь на управление.
Lingua latina non penis canina
 
Цитата
Цитата
Изменения коснулись модели ПВРД и появилась возможность менять угол наклона ракеты (угол тангажа) в диапазоне от 60 до 90 градусов, расчёты перенесены на другой лист. Угол наклона ракеты неизменен на всей траектории полёта, для упрощения расчётов, для сравнения подходит.
.....
PS
Моё любопытство удовлетворено, поэтому дальнейшее развитие данной темы не является для меня злободневным.
С уважением
С моей точки зрения вы только что вышли на интересные результаты. которые стоило бы попытаться просчитать дальше, заложив новую траекторию, с изменением угла тангажа в процессе полета, для создания более пологой траектории разгона. Тогда можно было изменить и соотношение запаса горючего и окислителя, сохранив общую массу горючего на ступени.

З.Ы. В легенде на строке 51 ошибка, в обоих случаях цвет линии графика назван красным ;).
Спасибо за добрые слова. Эти расчёты всё-таки позволяют выявить ряд закономерностей, хотя многие вещи не учтены в модели.
Дмитрий В. во многом всё-таки прав. Вопрос с погрешностями - больной, из-за накаливающихся погрешностей решение идёт вразнос уже при заданном угле тангажа 45 градусов и менее.
Если будет время, попробую сделать меньший угол тангажа на начальном участке траектории с постепенным его увеличением при наборе высоты.

Касаемо цвета графиков.
Вы нашли ошибку.
Правильно должно быть так:
Синие графики - для ракеты без ПВРД.
Красные графики - для ракеты с ПВРД.
Спасибо, что указали на ошибку.

Цитата

Нет никаких "интересных" результатов. Весь "эффект", и то при явно заниженной массе ПВРД, укладывается в погрешность расчетов. Идея "выполаживания" траектории тоже не слишком плодотворна: выигрыш в среднетраекторном УИ на 1-й ступени будет нивелироваться ростом аэродинамических потерь и потерь на управление.
Массу ПВРД можно увеличить. В ячейке M20 на листе "Графики" Вы можете задать величину не 20000 кг, а, например. 40000 кг.
Что касается погрешности. Система ДУ решается методом Эйлера. Решение достаточно грубое. Устойчивость решения теряется почему-то при угле тангажа 45 градусов и меньше. Попробую ещё уменьшить шаг интегрирования. Признаю.
Что касается аэродинамических потерь. Максимум тяги ПВРД в данном случае приходится на скорость, чуть большую, чем скорость звука. Затем по мере набора высоты тяга падает, плотнось воздуха падает, скорость ракеты увеличивается и высота увеличивается. Аэродинамические потери пропорциональны квадрату скорости.
 
Посторонний, комбинацией ВРД с вертикальным стартом вы сами себя загоняете в логическую ловушку.

с одной стороны вы предлагаете использовать преимущества атмосферы, а с другой не используете несущую способность этой самой атмосферы.

вертикальный старт ведет к перетяжелению конструкции и снижению и так невысокого выигрыша. фактически вы тащите ваши движки балластом до М1. как раз там, где расход топлива максимальный.

поскольку вы все равно выходите на пологую траекторию и получаете высокие поперечные нагрузки и лобовое сопротивление (утяжеление конструкции), то имеет смысл сразу стартовать горизонтально на ВРД. в этом случае вы существенно снизите потребую мощность двигателей (как минимум втрое) и соответственно массу двигателей.

переходите уже к классическому АКСу.

скайлон нам канеш пока не построить, но двухступенчатое чудо вполне.
Не делай мне нервы — их есть еще где испортить
 
Цитата
Посторонний, комбинацией ВРД с вертикальным стартом вы сами себя загоняете в логическую ловушку.

с одной стороны вы предлагаете использовать преимущества атмосферы, а с другой не используете несущую способность этой самой атмосферы.

вертикальный старт ведет к перетяжелению конструкции и снижению и так невысокого выигрыша. фактически вы тащите ваши движки балластом до М1. как раз там, где расход топлива максимальный.

поскольку вы все равно выходите на пологую траекторию и получаете высокие поперечные нагрузки и лобовое сопротивление (утяжеление конструкции), то имеет смысл сразу стартовать горизонтально на ВРД. в этом случае вы существенно снизите потребую мощность двигателей (как минимум втрое) и соответственно массу двигателей.

переходите уже к классическому АКСу.

скайлон нам канеш пока не построить, но двухступенчатое чудо вполне.
Возможно, Вы правы. Попробую добавить возможность посчитать старт ракеты с ПВРД с горизонтального положения. Но это будет очень грубая, оценочная модель. Угол тангажа будет тупо задаваться по математической формуле. Он будет линейно зависеть от высоты в определённом диапазоне высот, где ПВРД работает с найбольшей отдачей. Величины углов и диапазон высот можно будет изменять вручную.
 
Предлагается новая 6-я версия модели. Параметры модели те же самые, что и в версии 5, только теперь можно задавать угол тангажа при старте и при выходе из плотных слоёв атмосферы.
В модели угол тангажа линейно зависит от высоты при полёте в плотных слоях атмосферы. При выходе из плотных слоёв атмосферы угол тангажа остаётся постоянным.
У ракеты с ПВРД есть ещё один параметр: угол тангажа ракеты с ПВРД в области найбольшей тяги ПВРД, который задаётся для уровня между высотой старта и верхней границей плотных слоёв атмосферы. Высота старта и верхняя граница плотных слоёв атмосферы одинакова для обеих ракет, как и углы тангажа в этих двух точках.

Шаг интегрирования 0,1 с. В предыдущей версии был шаг 0,25 с. А в самых первых версиях был шаг интегрирования 1 с. Уменьшение шага интегрирования не устранило неустойчивость решения в некоторых режимах. Увы.

Файл, который открывается в LibreOffice и OpenOffice.org: http://narod.ru/disk/58927121001.fb0a0a068694e39a17a74c5d303260c5/Rocket%20with%20Ramjets-6.ods.html

Файл, который открывается в Microsoft Excell: http://narod.ru/disk/58927164001.1a52853f0a809478365e6f5e92275820/Rocket%20with%20Ramjets-6.xls.html

Не получается отмоделировать старт с горизонтального положения, так как решение теряет устойчивость. Решение более всего заслуживает доверия при старте в вертикальном положении.
Решение можно получить при старте под углом от 45 до 90 градусов.

Моделирование случая, когда угол тангажа во время старта равен 50 градусов (две картинки подряд, на нижней картинке в правом нижнем углу показана зависимость суммарной тяги ПВРД (в ньютонах) от высоты (в метрах))


Мне такое поведение кажется странным, то есть при меньшем угле тангажа при старте ракета летит резвее. Уменьшение угла тангажа высотах 2 км и более (область "найбольшей тяги ПВРД" в плотных слоях атмосферы, как я думал раньше), то есть создание дополнительной точки перегиба, к существенному улучшению динамики полёта не приводит. По крайней мере, улучшения не увидел. Увы.

Моделирование случая, когда угол тангажа во время старта равен 90 градусов (в правом нижнем углу показана зависимость суммарной тяги ПВРД (в ньютонах) от высоты (в метрах))



Надо разобраться, не допустил ли я где-то ошибку.

Разобрался, почему не получается моделировать при углах тангажа менее 45 градусов во время старта - это связано с тем, что в уравнении ускорения для вертикальной составляющей производится вычитание величины ускорения свободного падения. То есть проекция силы тяги двигателя не превышает силу тяготения Земли.

Понял также, почему совершенно бесполезен дополнительный пологий участок в плотных слоях атмочферы. Чем меньше угол тангажа на этом участке, тем дальше будет лететь ракета по горизонтали, но не вверх! Поэтому для улучшения динамики ракеты с ПВРД важно делать меньшим угол тангажа во время старта. Но это нужно перепроверять.

С уважением
 
да че вы все паритесь с моделью для вертикального старта. берите в качестве базы самоль. например ту-160 или SR-71 и делайте двуступ. все данные по ним уже известны.

лепите уже к нему дополнительно пару ПВРД тягой примерно 0,5 от массы системы в момент их запуска.

разгоняйте сперва до 3М, а потом уже до 5М. пускайте вашу вторую ступень и будет вам щастье.
Не делай мне нервы — их есть еще где испортить
 
Цитата
да че вы все паритесь с моделью для вертикального старта. берите в качестве базы самоль. например ту-160 или SR-71 и делайте двуступ. все данные по ним уже известны.

лепите уже к нему дополнительно пару ПВРД тягой примерно 0,5 от массы системы в момент их запуска.

разгоняйте сперва до 3М, а потом уже до 5М. пускайте вашу вторую ступень и будет вам щастье.
Это можно попробовать на модели. Но для того, чтобы решение не уходило в разнос, необходимо задавать начальные горизонтальную и вертикальную составляющие скорости величиной не менее 200 м/с. Причём вертикальная составляющая скорости в этом случае должна быть с  величиной не менее 200 м/с, иначе решение потеряет устойчивость. Угол тангажа должен быть не менее 30 градусов в этом случае. иначе решение теряет устойчивость. На больших высотах ракету с ПВРД запускать нет смысла, так как ПВРД не хватит воздуха для получения найбольшей тяги.

При начальных вертикальной и горизонтальной составляющих скорости  величиной 400 м/с и на высоте 2000 м приугле тангажа на старте 45 градусов особого выигрыша не видно. Ракета без ПВРД наберёт большую скорость, чем ракета с ПВРД. Это касается старта с самолёта.

Пока не видно особого выигрыша на самолётном старте.
 
зачем вам моделировать самолетную компоненту?

примите как начальнае условия для старта второй ступени 5М и 40-45 км высоты (что реально достижимо на нынешнем уровне техники). а разогнать до этой скорости и высоты двуступ стартовой массой 300 тонн вам будет стоить максимум 15 тонн керосина.

причем вторая ступень будет иметь массу примерно 100 тонн.

при этих граничных условиях система будет с одной стороны реализуема и с другой стороны наиболее экономична (при условии минимум 50 стартов в год).
Не делай мне нервы — их есть еще где испортить
 
Цитата
зачем вам моделировать самолетную компоненту?

примите как начальнае условия для старта второй ступени 5М и 40-45 км высоты (что реально достижимо на нынешнем уровне техники). а разогнать до этой скорости и высоты двуступ стартовой массой 300 тонн вам будет стоить максимум 15 тонн керосина.

причем вторая ступень будет иметь массу примерно 100 тонн.

при этих граничных условиях система будет с одной стороны реализуема и с другой стороны наиболее экономична (при условии минимум 50 стартов в год).
Промоделировал несколько при других условиях.
Очень трудно получить устойчивое решение. А то, что получается - весьма ориентировочное.
Масса обеих ракет - около 200 тонн.
Сумма масс ПВРД принята равной 20 тонн. Массу ПВРД пришлось компенсировать уменьшением массы компонентов топлива на ракете с ПВРД.
Тяга ЖРД обеих ракет задана равной половине тяги двигателя РД-171.
Стартуют под углом 10 градусов на высоте 4000 м.
Горизонтальная составляющая скорости во время старта 700 м/с.
Вертикальная составляющая скорости во время старта 200 м/с. (при меньшей вертикальной скорости решение для ракеты без ПВРД становится странным)

По-моему динамика ракеты с ПВРД всё-таки хуже динамики ракет без ПВРД.
Во-первых компоненты топлива ракеты с ПВРД расходуются быстрее при одинаковой массе компонентов топлива для обеих видов ракет и почти одинаковой массе ракет.
Во-вторых скорость в момент отключения двигателя у ракеты с ПВРД будет выше. Но ракета без ПВРД всё равно улетит выше и будет иметь большую скорость после выработки топлива. При любых углах тангажа во время старта, длинга пробега ракет с ПВРД будет короче, но скорость в момент полной выработки горючего будет выше, чем у ракеты без ПВРД, которая ещё не выработала горючее и продолжает лететь дальше в этот же момент времени.

Оговорюсь сразу, для ракеты с ПВРД подобрано относительно хорошее соотношение массы компонентов топлива и суммарной массы ракеты. Обычно решения выглядят гораздо скромнее по сравнению с ракетой без ПВРД.

Добавлено 31.07.2012
В ДАННОМ РАСЧЁТЕ ЗАДАЧА ПОСТАВЛЕНА НЕКОРРЕКТНО!
Ракета с ПВРД при заданных начальных условиях всё время летит с углом тангажа 80 градусов, то есть заданы не равные условия для обеих ракет.
Смотрите два моих следующих сообщения.
 
Цитата
По-моему динамика ракеты с ПВРД всё-таки хуже динамики ракет без ПВРД.
Во-первых компоненты топлива ракеты с ПВРД расходуются быстрее при одинаковой массе компонентов топлива для обеих видов ракет и почти одинаковой массе ракет.
Простите, а почему у вас траектория ракеты без ПВРД более пологая, чем с ПВРД? Мне-то казалось, что должно быть наоборот.....

Уилбер Райт: "Признаюсь, в 1901-м я сказал своему брату Орвиллу, что человек не будет летать лет пятьдесят. А два года спустя мы сами взлетели".

 
выкиньте модель :-)

При одинаковой тяге ВРД имеет в 8-10 раз меньший расход горючего, чем расход обоих компонентов ЖРД.

учитывая, что потребная тяга врд и пврд при самолетном старте в три раза меньше таковой у жрд при вертикальном старте, получим расход врд+пврд в 25 раз меньший такового у жрд.

грубо прикинув, вам нужно в 20-25 раз меньше топлива на авиационной ступени.

это снижение массы топлива компенсируется утяжелением конструкции за счет двигателей (врд + пврд) и необходимости противостоять намного более серьезным поперечным нагрузкам (байкал).
Не делай мне нервы — их есть еще где испортить
 
Цитата
Цитата
По-моему динамика ракеты с ПВРД всё-таки хуже динамики ракет без ПВРД.
Во-первых компоненты топлива ракеты с ПВРД расходуются быстрее при одинаковой массе компонентов топлива для обеих видов ракет и почти одинаковой массе ракет.
Простите, а почему у вас траектория ракеты без ПВРД более пологая, чем с ПВРД? Мне-то казалось, что должно быть наоборот.....
Могу объяснить.
Угол тангажа teta линейно зависит от h
teta(h)=teta0+(h-h0)*(teta1-teta0)/(h1-h0),      (1)
где
teta0 - угол тангажа на высоте h0
teta1 - угол тангажа на высоте h1
причём h1>h0.
Для ракеты без ПВРД задаются только две величины угла для двух разных высот: на высоте старта h0 и на верхней границе плотных слоёв атмосферы.
То есть в расчёте, приведенном в предыдущем сообщении, высота старта ho=Hs=4000 м, а верхняя граница плотных слоёв атмосферы h1=Ha=12000 м. Эти две величины одинаковы как для ракеты без ПВРД, так и для ракеты с ПВРД. Но для задания функции угла тангажа в пределах плотных слоёв атмосферы применительно к ракете без ПВРД используются только две опорные точки - высота старта и верхняя граница плотных слоёв атмосферы.
Для задания углв тангажа в плотных слоях атмосферы применительно к ракете с ПВРД используются ТРИ опорные точки: высота старта Hs, высота области найбольшей тяги ПВРД Hf и верхняя граница плотных слоёв атмосферы Ha.
То есть плотные слои атмосферы разделены на две области: нижнюю (между высотами Hf и Hs) и верхнюю (между высотами Ha и Hf).
Для каждого из этих двух слоёв зависимость угла тангажа от высоты своя и описывается формулой (1).
Для нижнего слоя:
 
Цитата
выкиньте модель :-)

При одинаковой тяге ВРД имеет в 8-10 раз меньший расход горючего, чем расход обоих компонентов ЖРД.

учитывая, что потребная тяга врд и пврд при самолетном старте в три раза меньше таковой у жрд при вертикальном старте, получим расход врд+пврд в 25 раз меньший такового у жрд.

грубо прикинув, вам нужно в 20-25 раз меньше топлива на авиационной ступени.

это снижение массы топлива компенсируется утяжелением конструкции за счет двигателей (врд + пврд) и необходимости противостоять намного более серьезным поперечным нагрузкам (байкал).
Предполагаем, что ракеты стартовали с самолёта под улом 10 градусов со скоростями:
горизонтальной 700 м/с
вертикальной 200 м/с.
Ракетный двигатель в обеих ракетах работает с постоянной тягой начиная со старта с самолёта до полной выработки компонентов топлива.
 
Переделал расчёт
Для ракеты с ПВРД
 
эт че, типа америка?

насколько мне известно, космические и баллистические ракеты последние 70 лет стартовали и стартуют вертикально.
Не делай мне нервы — их есть еще где испортить
 
Цитата
эт че, типа америка?

насколько мне известно, космические и баллистические ракеты последние 70 лет стартовали и стартуют вертикально.
Не все.
https://docs.google.com/spreadsheet/ccc?key=0AtceJ_4vZ7mSdDV4QWVVdEY0RXRFQUc0X05RZjFpN1E#gid=10
Планы пусков. Обновление по выходным.
 
Цитата
Цитата
эт че, типа америка?

насколько мне известно, космические и баллистические ракеты последние 70 лет стартовали и стартуют вертикально.
Не все.
Ракета "Pegasus" стартует горизонтально. Вы её имели в виду?
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9F%D0%B5%D0%B3%D0%B0%D1%81_%28%D1%80%D0%B0%D0%B­A%D0%B5%D1%82%D0%B0-%D0%BD%D0%BE%D1%81%D0%B8%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C%29
 
имя, сестра
Не делай мне нервы — их есть еще где испортить
 
это воздушный старт, который кагбе не только ракета. так шo мимо кассы.
Не делай мне нервы — их есть еще где испортить
Страницы: Пред. 1 ... 19 20 21 22 23 След.
Читают тему (гостей: 2)
Журнал Новости Форум Фото Статьи Книги