Оценки характеристической скорости

Теги:космос
 
RU Streamflow #12.02.2008 23:01
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

Около месяца назад мне с помощью Дмитрия В. пришлось разбираться в том, каковы могут быть потери на противодавление у ракет-носителей при выходе на низкую околоземную орбиту Одноразовые vs многоразовые Раз уж я занялся эти делом, то решил довести его до конца и на основе этого подхода разработать приближённую теорию, позволяющую прогнозировать все потери и, соответственно, характеристическую скорость выхода на орбиту. Эта теория изложена в прикреплённом файле. Те, кого это интересует, могут её прочитать и высказать здесь свои соображения.
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
Это сообщение редактировалось 17.04.2008 в 21:35
RU Дмитрий В. #12.02.2008 23:16
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Спасибо, скачал, буду читать.
Send evil to GULAG!  
RU Streamflow #17.02.2008 12:13
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

Позабытые стынут колодцы,
Выцвел вереск на мили окрест,
И смотрю я, как катится солнце
По холодному склону небес,
Теряя остатки тепла.

Хелависа
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
RU Бродяга #17.02.2008 12:47
+
-
edit
 
Знаете, Streamflow, когда я впервые услышал этого "Дракона", я почему-то подумал про вас и ваш "Star Liner". :)

По теме:
"В качестве характерной высоты траектории, при разгоне до которой используется прямая оценка гравитационных потерь, примем высоту h* = 12.75 км. При выходе на эту высоту траектория ракеты-носителя, как правило, еще мало отличается от вертикальной, поэтому оценки параметров траектории ракеты и гравитационных потерь просты."

Вы не правы, не могу привести точные данные, но для РН Союз на этой высоте траектория уже существенно отличается от вертикальной. Это и понятно - бывшая МБР как-никак.
Попробую уточнить данные.
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!" М. Сандлер ( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)  
RU Streamflow #17.02.2008 16:25  @Бродяга#17.02.2008 12:47
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

Бродяга> Знаете, Streamflow, когда я впервые услышал этого "Дракона", я почему-то подумал про вас и ваш "Star Liner". :)
Бродяга: "Вижу чужие во сне небеса" :)

Бродяга> По теме:
Бродяга> "В качестве характерной высоты траектории, при разгоне до которой используется прямая оценка гравитационных потерь, примем высоту h* = 12.75 км. При выходе на эту высоту траектория ракеты-носителя, как правило, еще мало отличается от вертикальной, поэтому оценки параметров траектории ракеты и гравитационных потерь просты."
Бродяга> Вы не правы, не могу привести точные данные, но для РН Союз на этой высоте траектория уже существенно отличается от вертикальной. Это и понятно - бывшая МБР как-никак.
Бродяга> Попробую уточнить данные.
Я могу, и я прав. Ракета Saturn V на высоте 13.2 км (при максимальном скоростном напоре) имела боковое уклонение 5.0 км. Таким образом, дальность составляла 14.1 км, и она была больше высоты на ~ 7%. Так как искривление траектории происходит прогрессивно, на характерной высоте h* = 12.75 км это различие ещё меньше. Характерный угол отклонения составит там 15 - 20 градусов, его косинус - 0.94 - 0.97, а средняя по траектории его величина отклоняется от 1 меньше, чем на 3 %. А то, что отличается меньше, чем на 5 %, меня не интересует - надо уметь выделять главное. "Практика - критерий истины": согласование дальнейших аэродинамических потерь и потерь на противодавление с известными данными позволяет утверждать, что главное выделено.
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
RU Бродяга #17.02.2008 19:20  @Streamflow#17.02.2008 16:25
+
-
edit
 
Streamflow> Я могу, и я прав. Ракета Saturn V на высоте 13.2 км (при максимальном скоростном напоре) имела боковое уклонение 5.0 км. Таким образом, дальность составляла 14.1 км, и она была больше высоты на ~ 7%. Так как искривление траектории происходит прогрессивно, на характерной высоте h* = 12.75 км это различие ещё меньше. Характерный угол отклонения составит там 15 - 20 градусов, его косинус - 0.94 - 0.97, а средняя по траектории его величина отклоняется от 1 меньше, чем на 3 %. А то, что отличается меньше, чем на 5 %, меня не интересует - надо уметь выделять главное. "Практика - критерий истины": согласование дальнейших аэродинамических потерь и потерь на противодавление с известными данными позволяет утверждать, что главное выделено.

А, так это про Saturn V только? :)
Да, точно, надо быть внимательнее, прошу прощения. :)
Ну да, у него и высота отделения первой ступени 67 километров, логично.

А Союз начинает поворачивать траекторию почти сразу я это специально узнавал в своё время, только забыл точно как и насколько.
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!" М. Сандлер ( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)  
Это сообщение редактировалось 17.02.2008 в 19:31
RU Streamflow #17.02.2008 19:37  @Бродяга#17.02.2008 19:20
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

Бродяга> А, так это про Saturn V только? :)
Эти оценки относятся ко всем ракетам-носителям. К тому же, Titan II - тоже МБР.

Бродяга> Да, точно, надо быть внимательнее, прошу прощения. :)
Бродяга> А Союз начинает поворачивать траекторию почти сразу я это специально узнавал в своё время, только забыл точно как и насколько.
Сильно он, всё равно, не может поворачивать. Все они должны быстро выходить из атмосферы. Но, если узнаете что-то определённое, будет интересно. Saturn V, насколько я помню, также совершает манёвр уклонения от стартовых сооружений. Но это, в целом, ничего не меняет.
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
RU Андрей Суворов #17.02.2008 19:59
+
-
edit
 

Андрей Суворов

координатор

По нижеприведённому документу на 60-й секунде ракета "Союз" (11А511У) находится на высоте порядка 12,5 км угол тангажа примерно 60 градусов. К сожалению, ни дальность, ни угол атаки не приведены, но, поскольку это приходится почти точно на максимальный скоростной напор, следует считать, что вектор скорости направлен примерно коллинеарно углу тангажа. Таким образом, горизонтальная скорость в этот момент примерно половина полной, но средняя горизонтальная скорость не может быть за это время больше 1/4 от горизонтальной скорости в этот момент. Т.о. удаление не может составить больше 5 км, считать траекторию "почти вертикальной" может, и можно, т.к. если считать траекторию вертикальной, то гравитационные потери на этом участке составили бы около 600 м/с, а по факту они составляют около 570-580 м/с
Прикреплённые файлы:
 
 
RU Бродяга #17.02.2008 20:06  @Streamflow#17.02.2008 19:37
+
-
edit
 
Бродяга>> А, так это про Saturn V только? :)
Streamflow> Эти оценки относятся ко всем ракетам-носителям. К тому же, Titan II - тоже МБР.
Ну не так уж ко всем.
Может я ошибаюсь, но вспоминаются пуски "Трайдентов", которые ещё по советскому ТВ показывали, они, насколько я помню, сразу начинали загибать траекторию.
Бродяга>> Да, точно, надо быть внимательнее, прошу прощения. :)
Бродяга>> А Союз начинает поворачивать траекторию почти сразу я это специально узнавал в своё время, только забыл точно как и насколько.
Streamflow> Сильно он, всё равно, не может поворачивать. Все они должны быстро выходить из атмосферы. Но, если узнаете что-то определённое, будет интересно. Saturn V, насколько я помню, также совершает манёвр уклонения от стартовых сооружений. Но это, в целом, ничего не меняет.
В своё время интересовался этим вопросом у отца, именно в связи с гравитационными потерями, когда начинается поворот траектории у "Союза".
Он ответил, что почти сразу после старта, кстати, уточню у него, давно дело было. Основным ограничением этого момента был допустимый скоростной напор, который определяли возможности системы управления.
Ну и высота разделения у Союза около 45 километров, как я уже сказал, всё логично.
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!" М. Сандлер ( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)  
RU Бродяга #17.02.2008 20:12  @Андрей Суворов#17.02.2008 19:59
+
-
edit
 
А.С.> По нижеприведённому документу на 60-й секунде ракета "Союз" (11А511У) находится на высоте порядка 12,5 км угол тангажа примерно 60 градусов. К сожалению, ни дальность, ни угол атаки не приведены, но, поскольку это приходится почти точно на максимальный скоростной напор, следует считать, что вектор скорости направлен примерно коллинеарно углу тангажа. Таким образом, горизонтальная скорость в этот момент примерно половина полной, но средняя горизонтальная скорость не может быть за это время больше 1/4 от горизонтальной скорости в этот момент. Т.о. удаление не может составить больше 5 км, считать траекторию "почти вертикальной" может, и можно, т.к. если считать траекторию вертикальной, то гравитационные потери на этом участке составили бы около 600 м/с, а по факту они составляют около 570-580 м/с

Спасибо, очень кстати информация. :)
И вот ещё одно соображение, весьма простое. ;)

Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ. ;)
Всё Очень Просто. :) Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем. :)

Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!" М. Сандлер ( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)  
RU Streamflow #17.02.2008 20:31  @Андрей Суворов#17.02.2008 19:59
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

А.С.> По нижеприведённому документу на 60-й секунде ракета "Союз" (11А511У) находится на высоте порядка 12,5 км угол тангажа примерно 60 градусов.
А откуда этот документ?

А.С.> К сожалению, ни дальность, ни угол атаки не приведены, но, поскольку это приходится почти точно на максимальный скоростной напор, следует считать, что вектор скорости направлен примерно коллинеарно углу тангажа.
Вполне логично.

А.С.> Таким образом, горизонтальная скорость в этот момент примерно половина полной, но средняя горизонтальная скорость не может быть за это время больше 1/4 от горизонтальной скорости в этот момент. Т.о. удаление не может составить больше 5 км, считать траекторию "почти вертикальной" может, и можно, т.к. если считать траекторию вертикальной, то гравитационные потери на этом участке составили бы около 600 м/с, а по факту они составляют около 570-580 м/с
А откуда данные "по факту"? Различие в 5 % вполне удовлетворительное.
Отмечу, что у Союза - параллельное расположение первых ступеней. У таких ракет, насколько я понимаю, из условий оптимизации невозможно определить характеристическую скорость первой ступени, поэтому для их оценки надо привлекать дополнительную проектную информацию, кроме минимальной, указанной в статье.
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
RU Андрей Суворов #17.02.2008 20:34  @Streamflow#17.02.2008 20:31
+
-
edit
 

Андрей Суворов

координатор

Streamflow> А откуда данные "по факту"? Различие в 5 % вполне удовлетворительное.
В спредшите ратмана посчитал, подогнав программу угла тангажа под приведённую. Там несложно его модифицировать, чтоб выделить интеграл от проекции тяги на вертикаль по времени.
 
RU Streamflow #17.02.2008 20:36  @Бродяга#17.02.2008 20:06
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

Streamflow>> Эти оценки относятся ко всем ракетам-носителям. К тому же, Titan II - тоже МБР.
Бродяга> Ну не так уж ко всем.
Бродяга> Может я ошибаюсь, но вспоминаются пуски "Трайдентов", которые ещё по советскому ТВ показывали, они, насколько я помню, сразу начинали загибать траекторию.
Ну, да. А одна, вообще, мёртвую петлю сделала :) Но, вообще-то Трайдент никогда не был ракетой-носителем.

Бродяга> В своё время интересовался этим вопросом у отца, именно в связи с гравитационными потерями, когда начинается поворот траектории у "Союза".
Бродяга> Он ответил, что почти сразу после старта, кстати, уточню у него, давно дело было. Основным ограничением этого момента был допустимый скоростной напор, который определяли возможности системы управления.
Бродяга> Ну и высота разделения у Союза около 45 километров, как я уже сказал, всё логично.
А кто сомневается? :)
И насчёт поворота - все они поворачиваются на участке работы первой ступени, а сколько-нибудь заметные потери на управление приписываются не ранее, чем ко второй ступени, см. таблицу 1 статьи.
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
RU Streamflow #17.02.2008 20:39  @Андрей Суворов#17.02.2008 20:34
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

Streamflow>> А откуда данные "по факту"? Различие в 5 % вполне удовлетворительное.
А.С.> В спредшите ратмана посчитал, подогнав программу угла тангажа под приведённую. Там несложно его модифицировать, чтоб выделить интеграл от проекции тяги на вертикаль по времени.
Спасибо, Андрей. А нельзя ли привести данные поточнее, скажем, на 62 секунде гравитационные потери равны 595 м/с?

А ответ на первый вопрос есть?
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
RU Дмитрий В. #17.02.2008 20:41
+
-
edit
 

Дмитрий В.

опытный

Обычно маневр отработки программного разворота по тангажу на АУТ первой ступени начинается на 8-10 секунде полета. Момент начала разворота может, в частности, определяться:
1)Моментом выхода за пределы высотных сооружений стартового комплекса
2)Моментом достижения скорости примерно 50 м/с, когда более или менее эффективными становятся воздушные рули (если она на ракете установлены).
Разумеется, могут быть и другие соображения. РН "Энергия", например, начинала "тангажировать" на 8-й секунде полета (от команды "контакт подъема").
Send evil to GULAG!  
RU Streamflow #17.02.2008 20:41  @Бродяга#17.02.2008 20:12
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

Бродяга> И вот ещё одно соображение, весьма простое. ;)
Бродяга> Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ. ;)
Не по пути, по высоте, что я и делаю.

Бродяга> Всё Очень Просто. :) Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем. :)
Бродяга> Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
А, разве, было сомнение? :)
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
RU Андрей Суворов #17.02.2008 21:50  @Streamflow#17.02.2008 20:39
+
-
edit
 

Андрей Суворов

координатор

Streamflow>>> А откуда данные "по факту"? Различие в 5 % вполне удовлетворительное.
А.С.>> В спредшите ратмана посчитал, подогнав программу угла тангажа под приведённую. Там несложно его модифицировать, чтоб выделить интеграл от проекции тяги на вертикаль по времени.
Streamflow> Спасибо, Андрей. А нельзя ли привести данные поточнее, скажем, на 62 секунде гравитационные потери равны 595 м/с?
Попозже, сейчас у меня башка плохо варит. Да и потом, с такой точностью веры данным нет - в спредшите модель атмосферы упрощённая.
Streamflow> А ответ на первый вопрос есть?
В смысле, откуда дровишки картинка? Из анналов :) не могу сказать подробнее.
 
RU Streamflow #17.02.2008 22:16  @Андрей Суворов#17.02.2008 21:50
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

Streamflow>> Спасибо, Андрей. А нельзя ли привести данные поточнее, скажем, на 62 секунде гравитационные потери равны 595 м/с?
А.С.> Попозже, сейчас у меня башка плохо варит.
У меня тоже :)

А.С.> Да и потом, с такой точностью веры данным нет - в спредшите модель атмосферы упрощённая.
Более того, и не вполне правильная ;) Поэтому у Дмитрия В. он даёт для потерь на противодавление 235 м/с, а не 265 м/с. Но, и аэродинамические потери и потери на противодавление у ракет-носителей в целом не слишком велики.

Streamflow>> А ответ на первый вопрос есть?
А.С.>> В смысле, откуда дровишки картинка? Из анналов :) не могу сказать подробнее.
Ладно. Если потребуется, можно сослаться на частное сообщение :)
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
Это сообщение редактировалось 17.02.2008 в 23:35
RU Бродяга #18.02.2008 01:30  @Streamflow#17.02.2008 20:41
+
-
edit
 
Бродяга>> И вот ещё одно соображение, весьма простое. ;)
Бродяга>> Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ. ;)
Streamflow> Не по пути, по высоте, что я и делаю.
Если траектория "весьма кривая", то так будет неточно. :)

Бродяга>> Всё Очень Просто. :) Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем. :)
Бродяга>> Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
Streamflow> А, разве, было сомнение? :)

Нет, просто я думал, что у Союза значительно более загнутая траектория. :)

Кстати, по поводу аэродинамики и противодавления, тот факт, что у ракеты "позади длинный хвост" :D - выхлоп двигателей, улучшает аэродинамику ракеты, я в своё время поднимал этот вопрос, мне особо никто не ответил, насколько улучшает, но я сам обнаружил оценку и опять же не помню где именно... :(
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!" М. Сандлер ( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)  
RU Streamflow #18.02.2008 07:45  @Бродяга#18.02.2008 01:30
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

Бродяга>>> И вот ещё одно соображение, весьма простое. ;)
Бродяга> Бродяга>> Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ. ;)
Streamflow>> Не по пути, по высоте, что я и делаю.
Бродяга> Если траектория "весьма кривая", то так будет неточно. :)
Поэтому для оценок и выбрана высота h*, достаточно малая, чтобы траектория не была слишком кривой и достаточно большая, чтобы на пути к ней реализовалось не менее половины гравитационных потерь ступени. Как показали расчёты по 3 ракетам, их точность - даже выше ожидаемой.

Бродяга> Бродяга>> Всё Очень Просто. :) Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем. :)
Бродяга> Бродяга>> Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
Streamflow>> А, разве, было сомнение? :)
Бродяга> Нет, просто я думал, что у Союза значительно более загнутая траектория. :)
Кажется, не более, чем у рассмотренной тройки.

Бродяга> Кстати, по поводу аэродинамики и противодавления, тот факт, что у ракеты "позади длинный хвост" :D - выхлоп двигателей, улучшает аэродинамику ракеты, я в своё время поднимал этот вопрос, мне особо никто не ответил, насколько улучшает, но я сам обнаружил оценку и опять же не помню где именно... :(
Улучшает вследствие того, что практически отсутствует донное давление. Но не всегда, стоит помнить историю с Н1. А оценки для коэффициента донного давления на сверхзвуковых скоростях, насколько я помню, просты - cp = 0.4(M2 - 1)0.5. А на дозвуке можно попробовать переставить члены в круглой скобке :)
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
RU Бродяга #18.02.2008 19:08  @Streamflow#18.02.2008 07:45
+
-
edit
 
Streamflow> Улучшает вследствие того, что практически отсутствует донное давление. Но не всегда, стоит помнить историю с Н1. А оценки для коэффициента донного давления на сверхзвуковых скоростях, насколько я помню, просты - cp = 0.4(M2 - 1)0.5. А на дозвуке можно попробовать переставить члены в круглой скобке :)

Да, я обнаружил статью, где это выражено было в уменьшении Cx у ракеты с работающим двигателем сравнительно с таким же телом без двигателя.
Кривая зависимости Cx от скорости была более гладкой окресности скорости звука. Для общих потерь это может и несущественно, но может быть существенно при оценке нагрузок на ракету.
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!" М. Сандлер ( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)  
RU Streamflow #01.03.2008 21:10  @Бродяга#18.02.2008 19:08
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

Streamflow>> Улучшает вследствие того, что практически отсутствует донное давление. Но не всегда, стоит помнить историю с Н1. А оценки для коэффициента донного давления на сверхзвуковых скоростях, насколько я помню, просты - cp = 0.4(M2 - 1)0.5. А на дозвуке можно попробовать переставить члены в круглой скобке :)
Бродяга> Да, я обнаружил статью, где это выражено было в уменьшении Cx у ракеты с работающим двигателем сравнительно с таким же телом без двигателя.
Естественно. Вспомните Н1. В аэродинамических трубах все измеренные аэродинамические коэффициенты тел донными срезами пересчитываются на донное давление, равное давлению невозмущённого потока.
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
RU Streamflow #17.04.2008 21:43
+
-
edit
 

Streamflow

опытный

Я удалил файл, прикреплённый к сообщению в этой теме, так как давно написана более совершенная версия этой работы, да и интереса форума к ней нет.
Делай что должен, и будь что будет. Томас Мэлори Jedem das Seine. Cicero  
RU Alexandrc #18.04.2008 00:58
+
-
edit
 

Alexandrc

аксакал

И сильно большое получается расхождение по сравнению с, например, Введением в ракетную технику Федосьева и Синярева?
Но вы там держитесь!  
RU ratte07 #18.04.2008 12:51  @Streamflow#17.04.2008 21:43
+
-
edit
 

ratte07

втянувшийся

Streamflow> Я удалил файл, прикреплённый к сообщению в этой теме, так как давно написана более совершенная версия этой работы, да и интереса форума к ней нет.

Интереса форума вообще ни к чему нет. Очень вяло все тут.
Потому что другие солдаты - совершенно другие ребята...  

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru