Конструкция ракет IX

termostat> Центр тяжести деталей - калькулятор - Center of Gravity Calculations

не совсем ясно, что здесь имеется в виду и как им пользоваться. Что такое "Центр тяжести в %:" ?

А вот другая ссылка с того же сайта очень интересна:


Оптический автопилот для радиоуправляемых моделей.

Четыре простых (вроде бы) датчика горизонта позволяют определять этот самый горизонт. Может и для ракеты подойдёт, для стабилизации вертикального полёта?

я тоже читаю про автопилот, просто его вроде чаще так и называют - датчик горизонта.

killik>> фото аэрокосмического комплекса "Мечта водопроводчика".
Serge77> Я начал сомневаться, правильно ли я понял описание ;^))
Serge77> Буква "Н" нужна только как опора для пусковой, т.е. трубы не работают собственно как трубы?

Совершенно верно. Под давлением находится только верхняя часть установки, до крана (латунный с зеленой ручкой). Этот же кран служит для аварийной отмены запуска (стравливания давления).
Первоначально я действительно хотел держать под давлением все трубы установки, использовав 4 заглушки по углам. Однако по размышлению я понял, что это неоправданно увеличит количество герметизированных резьбовых соединений, и поставит крест на мобильности, создав еще неудобство при установке ракеты( ее же надо устанавливать в перевернутом состоянии, а то вода выльется)! В текущей редакции комплекс разбирается на две длинных и четыре коротких палки, это гораздо удобственней особенно с точки зрения переноски пешеходом

killik> Совершенно верно. Под давлением находится только верхняя часть установки, до крана

Тогда эту часть можно просто привязать к колышку, вбитому в землю. Вес, переносимый пешеходом, резко уменьшится ;^))

killik>> Совершенно верно. Под давлением находится только верхняя часть установки, до крана
Serge77> Тогда эту часть можно просто привязать к колышку, вбитому в землю. Вес, переносимый пешеходом, резко уменьшится ;^))


Не, не нравится мне колышки в землю вбивать, считайте меня пацифистом!
По циклограмме сначала вода наливается в ракету, затем в нее вставляется главная часть (на уплотнение), фиксируются стяжки, и только теперь главная часть с насаженной ракетой переворачивается и вкручивается в букву Н! Если сразу зафиксировать главную часть, как воду наливать? К тому же, при закрепленном стартовом столе затруднено исследование параболических траекторий...

killik> Если сразу зафиксировать главную часть, как воду наливать?

Эээээ...., ну примени творческий подход ;^))
Не надо сразу фиксировать, можно её одевать на колышек, она же трубка внизу. Даже удобнее, чем навинчивать. А хочешь навинчивать - закрепи на колышке маленькую резьбовую часть.

Но всё это нюансы. Главное - работает! Делай страничку!

Прежде чем лететь высоко на новом моторе,решил отработать систему двойного выброса парашюта - "dual deploy". Поискав в интернете нашёл в основном 3 реализации данных решений:

Первый способ - маленький парашют выбрасывается с одного конца, большой удёрживается внутри корпуса и освобождается из того же конца с помошью пирозацепа или как он правильно называется не знаю =)

Второй - разновидность первого, но второй парашют выбрасывается из трубы вместе с первым, но удерживается от раскрытия леской которая перегорает по команде, и после этого раскрывается.

Третий - каждый из парашютов выбрасывается с разных концов труб, электроника вся посередине.

Мне больше нравиться вариант с выбросом сразу двух парашютов с одного конца трубы, хотя технически проще и видимо надёжнее выбрасывать с двух концов. Но всё таки я оставивлся на втором варианте. Единственное что механизм удержания второго парашюта я буду делать похожим на то как это показанно в первой ссылке.

Помоему Lioxa делал систему с двумя парашютами, но страничку его я не нашёл. Кто нибудь ещё имеет наработки в данной области и может дать ЦУ?
Всем спасибо! =)


1) http://www.back2bed.com/rockets/packing_the_main.htm

2) ERROR 404 - Not Found!

3) http://www.thefintels..com/aer/recovery.htm

4) HPR Info

Логичнее смотрится вариант №3. Парашюты находятся в отдельном контйнере, из которого выходят с разных концов. Электроника по середине. Контейнер может быть частью силового корпуса ракеты а может быть вкладным.

Плюсы:
1. Единая простая конструкция "выталкивания" парашюта системы пыж(поршень)
2. не выход одного парашюта - не препятствует выходу второго. Можно даже зафиксировать не раскрытие или не выход предварительного парашюта и выбросить основной пока не поздно.
3. блок с электроникой должен испытывать меньший удар о землю если он будет висеть отдельно от основной частью ракеты связанной с большим парашютом на дополнительном.
4. Отсутсвуют недостатки других конструкций:
4.1. Слабое звено - пирозацеп первого и второго парашютов, на который действует сильная ударная сила.
4.2. проще гарантировать раскрытие при выталкивании чем связанный леской. Может кто прыгал поправит меня - легко ли раскрыть "схолнувшийся" парашют ?

Минусы:
1. необходимо обеспечить передачу достаточного усилия от предварительного парашюта (крепость) через контейнер
2. дополнительный разъем на корпусе снижает его прочность.

Конструктив у 3-го варианта может быть разный:

• контейнер сраз с вложенными парашютами с двух сторон.
• контейнер с предварительным параш.том отстреливается а основной отсреливается из тела ракеты. Т.е. расположены парашюты в одном месте только выстреливаются во втречных направлениях

и т.д.

Может кто подскажет способ как определить осевой дисбаланс на собранном изделии и его устранить ?

Напиши внятно. Какой дисбаланс? Биение вала? Да и изделие лучше описать. Тогда можно посмотреть стандартные методы и что-то порекомендовать.

Изделие - ракета.
Дисбаланс - смещенный центр масс относительно оси приложения силы двигателя.
На собранном - потому что проект это одно, а реально собранный объект - совсем другое

Я понимаю, что в реальности этим пренебрегают, и результат от этого не очень меняется. Хочую понять где та граница, докуда можно пренебрегать. Например батарейка расположенная у борта с одной стороны.
Может на фоне неточностей изготовления всех элементов ключая углы вклейки стабилизаторов и т.д. на этот момент вообще не стоит обращать внимание ???

Насколько можно этим дисбалансом принебреч не скажу, ибо не знаю Тут опт нужон.
А для устранения просто добавить/убрать массу в соответствующих местах. Вроде в курсе ТММ были формулы для балансировки. Если интересно - могу поискать.

Не знаю, смогу ли помочь тебе, поскольку, на самом деле вопрос внутренней компоновки обьекта, движущегося в поле тяготения не тривиален. Компоновка, особенно космической станции или зонда, важный параметр для всех видов ориентации. Однако для полёта ракеты внутри атмосферы по баллистической траектории проблема упрощается. Попробуем построить мысленную модель (естественно есть и математическое решение). Ракета движется, вследствие компромисса между силами трения и давления воздуха, силой тяги и силой гравитации. Вследствие бокового ветра и наличия стабилизаторов направление полёта может не совпадать с направлением силы тяги. То есть, появляются моменты, перпендикулярные движению. И вот тут-то может проявиться эффект децентровки если компоновка ракеты производилась (по каким-то причинам) без учёта подобного влияния. Формально сила тяги мотора приложена к внутреннему шпангоуту, перераспределяющему нагрузку по радиально-тангенциальным направлениям на отсек фюзеляжа. В любительском ракетостроении обычно ракета это тело вращения (Л/Д= апрокс.20) и вектор силы тяги проходит через ЦТ (в случае одного РДТТ). Тогда распределение внутренних устройств и систем просто делается вокруг оси ракеты и относительно ЦТ так, чтобы в итоге сохранялась статическое равновесие (ЦД-ЦТ = 3-5 калибров ракеты). Естественно, по каким-то мотивам некоторые части таких систем могут находиться вне продольной оси ракеты (положение статической устойчивости вы должны выполнить si o si). И очевидно, что если в системе появился нескомпенсированный при компоновке момент, перпендикулярный оси, то можно оценить его влияние относительно компенсирующей силы соответствующих по положению стабилизаторов. То есть, по-просту говоря, хватит этому самому эксцентричному моменту силы повернуть ракету вектором к Земле(при наличии бокового возмущения, only), преодолев серьёзную силу аэродинамического торможения стабилизаторов, препятствующих этому повороту. Наверное, учитывая стандартное соотношение Л/Д (то есть рычаг поперечной силы - достаточно малая величина) и реальное отсутствие на борту объектов, обладающих высокой точечной массой (свинцовый груз или контейнер с ртутью) можно предположить малое влияние подобного дисбаланса на полёт реальной ракеты особенно, даже если сравнительно массивный (но не точечный) объект слегка сдвинут по отношению к продольной оси. Да и при компоновке внутренних систем можно постараться скомпенсировать такой дисбаланс, помещением на противоположный борт тел, аналогичных по массе. Хотя могут быть и случайные ситуации, когда некий объект (та же батарея) оборвётся с места своего крепления при перегрузке активного участка полёта. Но тогда, смотри выше.
На практике, при определении ЦТ ракеты методом ножа нужно проследить, чтобы в плоскости найденного ЦТ угловое положение ракеты было по-возможности безличным.
На самом деле большую реакцию дадут аэродинамические эффекты, но и они должны быть скомпенсированы правильно рассчитанными стабилизаторами.
Гораздо сложнее и заметнее влияние внутреннего дисбаланса в случае жидкостной или гибридной ракеты, но там проблемы в большей степени вызываются изменением положения общего ЦТ, чем децентровкой, связанной с текучестью компонентов.

Спасибо за ответ.
Практический вывод такой :
Приложить все силы к сбалансированной компоновке ,(чтобы ЦТ лежал на векторе тяги)
и надеяться что все обойдется

Нет, в нашем деле трудно придумать что-то новое:

"Исследования устойчивости ракеты в полете путем применения гироскопа, жестко связанного с ее корпусом (предложение П. И. Иванова), проводились при консультации академика А. Н. Крылова на ракете-АНИР-5. Она представляла собой ракету Р-06, в которой был смонтирован гироскоп и соответствующим образом изменены стабилизаторы (рис. 21). Перед стартом гироскоп раскручивался до 19 тыс. об/мин; уменьшение числа оборотов происходило медленно (через 7 мин. скорость вращения падала до 4500 об/мин.). Длина пускового станка равнялась длине ракеты. Для проверки устойчивости АНИР-5 при вертикальном полете были изготовлены шесть ракет. Летные испытания ракеты АНИР-5 позволили установить, что при определенных условиях применение гироскопа, жестко связанного с корпусом ракеты, может обеспечить удовлетворительную устойчивость ее в полете.

Расчеты показали, однако, что при увеличении размеров ракеты такое обеспечение ее устойчивости не столь экономично (в весовом отношении), как в конструкции АНИР-6, где применен гироскоп с приводом на рули. Была разработана методика расчета и выполнены чертежи модели АНИР-6 для продувки в аэродинамической трубе ЦАГИ."

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/izist/pol.html

a_centaurus> Вследствие бокового ветра и наличия стабилизаторов направление полёта может не совпадать с направлением силы тяги.

Также и без ветра и стабилизаторов. Ведь направление полета это напрвление вектора мгновенной скорости.

От этих бурных обсуждений датчика апогея у меня тоже появилась идейка по доработке уже ни раз всплывающей схеме.
главный показатель, который можно использовать, для отслеживания апогея, это когда ускорение торможения о воздух сходит на нет (наступает невесомость). Ну вот этот момент и можно отследить акселерометром электронным или механическим.

alekora>Ну вот этот момент и можно отследить акселерометром электронным или механическим.

Интересно а как это сделать с помошью электронного акселерометра? по графику который я выкладывал на форуме это сделать нереально ИМХО.

alekora> главный показатель, который можно использовать, для отслеживания апогея, это когда ускорение торможения о воздух сходит на нет (наступает невесомость). Ну вот этот момент и можно отследить акселерометром электронным или механическим.

Много раз обсуждали. Ещё задолго до апогея ускорение изменяется так мало, что отследить минимум (а не обязательно ноль, который может и не наступить) среди шумов очень трудно.

нда... я тоже думал об этой проблеме. будем думать дальше!

Господа, а подскажите мне пожалуйста такую весчь:
Имеется парашют метрового диаметра. Задача - уложить его в цилиндр внутренним диаметром 4,6 см. Разделение корпуса - выталкиватель на резинке.
Как уложить, что-бы раскрылся без проблем?
И вообще, как кто укладывает?

anubis> Господа, а подскажите мне пожалуйста такую весчь:
anubis> Имеется парашют метрового диаметра. Задача - уложить его в цилиндр внутренним диаметром 4,6 см. Разделение корпуса - выталкиватель на резинке.
anubis> Как уложить, что-бы раскрылся без проблем?
anubis> И вообще, как кто укладывает?

делаю так.
1) после долгих раздумий было решено использовать пиросистему выброса на основе "Crimson powder" состав и способ изготовления взят с сайта R.Nakka. Отказов не было за исключением случая, когда я взял солевую батарейку в минусовую температуру. Резинка ИМХО не очень надёжный способ. Далее...
Парашют обычный купол от зонтика диаметр около 110-120 см, стропы пришиваются из тесёмок около 8-10мм толщиной, длина чуть более диаметра парашюта. Укладку делаю самым простым способом. Беру за центр куплола и стропы тяну вниз таким образом, чтобысегменты зонтика "выстроили" треугольники, потом перегибом пополам складываю верхушку к стропам, и скручиваю трубку в противоположную строрну, далее доволно плотно стропами с широким витком перекручиваю получившийся свёрток, сверху закрываю обрывком туалетной бумаги которая великолепно предохраняет от горячих газов пиропатрона и вкладываю в корпус ракеты (труба около 48 мм диаметром), в качесте пыжа у меня используется цилиндрическая пластмаска похожая на крышку от обычного дездоранта в центре которой пропущен парашютный шнур.

Существует эмпирическая формула для размещения парашюта с площадью купола S: на 1 см3 фюзеляжа (или контейнера) должно приходиться 15 - 20 см2 купола со стропами. Например, S парашюта диаметром купола 1200 мм = 9000 см2. 9000/15 = 600 см3. Din ракеты 4.8 см; Sin = 0.785 х 4.8 eхp2 =18 см2; Длина L контейнера/фюзеляжа для укладки парашюта D=1200 мм:
L = 600 см3/18см2 = 33 см = 330 мм.

Появилась одна , пусть и крайне сырая идея отслеживания апогея (подробности на картинке). Внутри ракеты
распологается камера в которой двигается прямоугольный предмет уже камеры. В торцах камеры расположены т.н. движатели, которые толкают груз туда обратно. Когда ракета нгачнет значительно отклоняться от траектори по дуге прямоугольник отклониться от паралельности с камерой и замкнет один из красных контактов. От разници между шириной прямоугольника и камеры зависит срабатываемость на определенную скорость поворота ракеты.

alekora> Когда ракета нгачнет значительно отклоняться от траектори по дуге прямоугольник отклониться от паралельности с камерой и замкнет один из красных контактов.

Не отклонится и не замкнёт.