Страницы: Пред. 1 ... 19 20 21 22 23
RSS
Гибридные ступени ракет-носителей с прямоточными двигателями
 
Цитата
Цитата

так любая ракета находится под углом. хоть пол градуса, но есть.
Там было прилично. Надо было наклонить, что бы не разнесло ж/д и вагоны.

я читал, хотя например когда мы пускали тополя, то вроде никто его не шатал в сторону. а чем пусковая в этом отнношении сильно от жд отличается не очень понимаю.
Не делай мне нервы — их есть еще где испортить
 
Цитата
Цитата
в своей модели посторонний считал не +/-10°, а совсем другие градусы :-)
Я имел в виду угловую величину, а не крепкость спиртных напитков.  :D

так и я не прокрепость :-)

вы ведь не 10-15° считали, а несколько больше. вроде речь шла о пологой траектории.

или я другие градусы считал?
Не делай мне нервы — их есть еще где испортить
 
Цитата
Цитата
Цитата

так любая ракета находится под углом. хоть пол градуса, но есть.
Там было прилично. Надо было наклонить, что бы не разнесло ж/д и вагоны.

я читал, хотя например когда мы пускали тополя, то вроде никто его не шатал в сторону. а чем пусковая в этом отнношении сильно от жд отличается не очень понимаю.
Наверно тем, что она на домкратах, при пуске упирается дном ТПК о землю и из под неё не выдует щебёнку.
https://docs.google.com/spreadsheet/ccc?key=0AtceJ_4vZ7mSdDV4QWVVdEY0RXRFQUc0X05RZjFpN1E#gid=10
Планы пусков. Обновление по выходным.
 
Цитата
Цитата
Цитата
в своей модели посторонний считал не +/-10°, а совсем другие градусы :-)
Я имел в виду угловую величину, а не крепкость спиртных напитков.  :D

так и я не прокрепость :-)

вы ведь не 10-15° считали, а несколько больше. вроде речь шла о пологой траектории.

или я другие градусы считал?
О моделировании с начальным углом 10 градусов говорится здесь: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=973244#973244

Картинка из указанного выше сообщения


Ракета с ПВРД "проигрывает" ракете без ПВРД.
 
Путем моделирования выяснил, что ПВРД не дадют никаких дополнительных преймуществ, если пиковое значение суммарной тяги ПВРД не будет в два раза большим, чем тяга установленного на ракете жидкостного ракетного двигателя. Это касается старта с углом тангажа 90 градусов.

Что касается массы ПВРД. Для стартов с с углом тангажа 90 градусов задавалось значение суммарной массы всех ПВРД на ракете равной 40000 кг, в то время, как масса первой ступений без компонентов топлива и без ПВРД была равной 48 тонн. Масса всех ПВРД на первой ступени получается в этом случае соизмеримой с массой ступени без ПВРД. ПВРД для ракет-носителей для условий полёта в плотных слоях атмосферв пока никто не делал и не испытывал, поэтому суммарную массу ПВРД задавал "с  потолка" равной 40 тонн, чтобы не было придирок.

Думаю, что на самом деле масса ПВРД должна быть значительно меньше.
 
Цитата
Цитата
ага, проясняется.
такой вопрос - почему после 96 секунды по инерции? у вас считается разве не пврд+жрд против жрд?
Потому что на 96 секунде будут израсходованы компоненты топлива в ракете с ПВРД, в ракете без ПВРД компоненты топлива израсходуются позднее. Поэтому после 96 секунды ракета с ПВРД летит по инерции, так как в данной таблице не предусмотрено разделение ступеней и включение двигателей других ступеней. Задача состояла в сравнении динамики полёта ракет с ПВРД и без ПВРД применительно к первой ступени.
Не понял, а какой смысл моделировать полет по инерции? Примите, что ваша ракета и есть первая ступень, и моделируйте до отработки первой ступени. тогда при равных 2-3-4 и т.д. ступенях все будет вполне прозрачно.
push the human race forward
 
Цитата
Путем моделирования выяснил, что ПВРД не дадют никаких дополнительных преймуществ, если пиковое значение суммарной тяги ПВРД не будет в два раза большим, чем тяга установленного на ракете жидкостного ракетного двигателя. Это касается старта с углом тангажа 90 градусов.
Боюсь, что ничего вы не доказали. А соотношение "суммарной тяги ПВРД" в два раза - вероятно следствие того, что масса ракеты с ПВРД в два раза больше.

Первая ваша ошибка - дополнительный ПВРД. Надо понимать, что ракета с ПВРД в любом случае уже совершенно другая ракета. Вторая ошибка - попытка запустить оба варианта по одной программе (с одним законом изменения тангажа, например).

Цитата
Что касается массы ПВРД. Для стартов с с углом тангажа 90 градусов задавалось значение суммарной массы всех ПВРД на ракете равной 40000 кг, в то время, как масса первой ступений без компонентов топлива и без ПВРД была равной 48 тонн. Масса всех ПВРД на первой ступени получается в этом случае соизмеримой с массой ступени без ПВРД. ПВРД для ракет-носителей для условий полёта в плотных слоях атмосферв пока никто не делал и не испытывал, поэтому суммарную массу ПВРД задавал "с  потолка" равной 40 тонн, чтобы не было придирок.
Вы понимаете, что первая ступень массой 88 тонн, с ПВРД общей массой 40 тонн - это совсем другая ступень, чем просто ракетная ступень массой 48 тонн. Кроме того она элементарно намного дороже. Когда вы сделали так много вам остался только один шаг, что бы сделать ее многоразовой. Но это мало влияет на математическую модель.

Цитата
Примите, что ваша ракета и есть первая ступень, и моделируйте до отработки первой ступени. тогда при равных 2-3-4 и т.д. ступенях все будет вполне прозрачно.
Вот именно. Не нужно смотреть, какая получится траектория в результате, нужно активно управлять траекторией, что бы ракета получила больше кислорода из атмосферы, а не из баков жидкого кислорода.

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".

 
1) Исправил версию 6 таблицы. Была найдена и исправленя ошибка в задании угла тангажа ракеты с ПВРД выше плотных слоёв атмосферы. На результаты предыдущих расчётов эта ошибка не повлияла, так как угол  
 
Предлагается новая версия таблицы для сравнительного оценочного расчёта зарактеристик полёта ракет с ПВРД и без ПВРД.

Скачать таблицу с решениями уравнений движения (версия 7) ракет-носителей с ПВРД и без ПВРД можно по ссылкам
открывается в LibreOffice и OpenOffice.org: http://narod.ru/disk/59201254001.b0e12711fafba740312b8784206f00b1/Rocket%20with%20Ramjets-7.ods.html
открывается в Microsoft Excell: http://narod.ru/disk/59201315001.327193ded242d9cb9c336b082e828ce3/Rocket%20with%20Ramjets-7.xls.html

Изменения сущетвенные. Теперь рассчитывается вся траектория полёта, с учётом разтделения всех ступеней.
Более полная картина. Шаг интегрирования снова равен одной секунде, при меньшем шаге и соответственно большем количестве точек таблица пересчитывается дольше.
Осталось улучшить модель атмосферы, так как пока ещё используется упрощённая модель на основе барометрической формулы.


Случай, когда тяга суммарная тяга установленных ПВРД на скорости звука на высоте уровня моря равна тяге жидкостного ракетного двигателя, установленного на ракете.



Случай, когда тяга суммарная тяга установленных ПВРД на скорости звука на высоте уровня моря равна удвоенной тяге жидкостного ракетного двигателя, установленного на ракете.



Случай, когда суммарная тяга установленных на ракете ПВРД на скорости звука на высоте уровня моря равна утроенной тяге жидкостного ракетного двигателя, установленного на ракете.



Согласно расчётным данным, все траектории полёта полезной нагрузки суборбитальные. По другому не может быть, так как система координат декартовая. Кроме того, во всех случаях скорость полезной нагрузки не достигает величины 8 км/с. Для достижения скорости 8 км/с нужно увеличивать иассу керосина в баке с горючим первой ступени, а зеначит и массу жидкого кислорода.

Но необходимая масса жидкого кислорода в перврй ступени таки уменьшается при увеличении тяги ПВРД, следовательно, уменьшается масса всей заправленной ракеты.

Если нормированная на нулевой высоте на скорости звука тяга всех ПВРД равна тяге ЖРД первой ступени, масса ракеты неизменна и высота, на которой происходит отделение полезной нагрузки от последней ступени, для обеих ракет одинакова. Преймущество от применения ПВРД будет только если нормированная на нулевой высоте на скорости звука тяга всех ПВРД будет более чем в два раза больше тяги ЖРД первой ступени.

Хочу заметить, что тяга всех ПВРД во время полёта ракеты не будет равной нормированной на нулевой высоте на скорости звука тяге всех ПВРД, так как плотность воздуха уменьшается с увеличением высоты.


Нужно иметь в виду, что расчёты оценочные и предназначены для качественного сравнения динамик двух ракет. Кроме того, в них накапливаются ошибки, которые, тем не менее, не мешают сделать качественную оценку.

Можете скачать таблицы и "поиграться" с параметрами самостоятельно.

С уважением
Виталий
Изменено: Виталий - 20.11.2012 20:40:10
 
Согласно приведенным расчётным данным, применение не даст особых преймуществ. Может даст при одинаковой скорости полёта увеличение высоты полёта полезной нагрузки на 20 % в лучшем случае, когда ПВРД не будет являться дополнительным балластом для ракеты-носителя.
Появление дополнительного и довольно капризного двигателя усложнит систему управления ракеты-носителя, усложнит систему подачи горючего и снизит надёжнось изделия в целом.
Но я не могу всё-таки сильно настаивать на своих словах, так как в действительности не известны масса ПВРД и особенности его конструкции.

Может получиться, а может и не получиться. :)
Но после проделанных расчётов мне пришлось "спуститься на грешную Землю". :(

В этой теме уже звучали заманчивые предложения использовать дополнительные эжекторные сопла, что не приведёт к усложнению системы управления ракетой и к усложнению системы подачи горючего. Но как учитывать в модели влияние эжекторного сопла на тягу в плотных слоях атмосферы, увы, не знаю.

Glaurung предложил применить эжекторное сопло[/size:a62ff6fa79]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=962747#962747
Добавлено: Вт Июл 03, 2012 18:03
Цитата
Цитата
Уже сам склоняюсь к тому, что применение дополнительных двигателей снижает надёжность изделия в целом. Кроме того, для прямоточных двигателей потребуется новая система управления, которая должна будет отслеживать режимы работы двигателей. С набором высоты режимы работы прямоточных двигателей будут меняться, в отличие от классических ракетных двигателей. Можно опоздать с включением прямоточного двигателя и ракета не сможет доставить полезную нагрузку на нужную высоту.

Но тем не менее не могу сказать, что прямоточные двигатели не годятся для применения в качестве ускорителей в ракетах-носителях.
Путь в десять тысяч ли... Может стоит попробовать для начала эжекторное сопло? Ну и скомбинировать до кучи с сопловым насадком.


Lamort намекнул на возможное применение ракетно-прямоточных двигателей[/size:a62ff6fa79]
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=963924#963924
Цитата
Цитата
а речь вообще идет про  ПВРД или ГПВРД?
Вопрос возник в связи с верхним потолком скорости у ПВРД и нижним у ГПВРД, имхо делающими рабочий участок совсем коротким и бессмысленным при вертикальном старте...
Ракетно-прямоточный двигатель это комбинация ПВРД и ЖРД или РДТТ, - комбинация с РДТТ практически встречалось чаще, я даже не помню реальной комбинации с ЖРД.

Он имеет то преимущество, что "является ПВРД пока он может им быть", остальное время работает как обычный ракетный двигатель.
В минусе, разумеется, удельный импульс несколько меньше. :)
Страницы: Пред. 1 ... 19 20 21 22 23
Читают тему (гостей: 1)
Журнал Новости Форум Фото Статьи Книги