Конструкция ракет XI

RocKI>Слово "обычно" в данном случае не подходит.

Да уж, не подходит... Ты морочишь голову такими мелочами. А как же тогда объяснить твой выбор для ракет параболического обтекателя с заострённым носом? Ведь у него потери на трения будут больше, чем без заострения. При этом ещё и масса больше и расход материалов больше при схожих технологиях изготовления, а результат хуже? Этот риторический вопрос, в прочем, имеет простой ответ - эстетичность.

RocKI> Угол атаки - это не угол "мужду касательной к обтекаемой поверхности и направлением движения". Это угол между аэродинамической хордой профиля и углом набегания потока.

Там выше написано "ИЛИ", что не есть "=". Снова словоблудство пошло. (((

RocKI>Нормальные профиля рвут на 14-16 градусах. Но это нормальные, а с ломаного профиля сорвет почти сразу именно в месте излома.

Откуда эта информация? Твой личный опыт? Мнение? В книжке или статье прочитал? Исследования какие проводились, кем? Где примеры, что именно с ломаного профиля на угле изгиба поверхности в 3-4гр. будет срыв потока? И почему именно 3-4гр.? Почему не 0,1гр.?

Ckona> И SashaPro умеет такое визуализировать.

Это да, но вдруг программа и целая группа её разработчиков крупно ошиблись...

Ckona> Но вот еще вопрос(ик): будем считать профиль пера стабилизатора очень-очень тонким (типа моих водоракетных, из компакт-дисков). Это что, они сразу дают срыв потока ?

Это отдельный случай. Торцевая поверхность здесь уже заведомо на большем угле обтекания. Явно, что такое исполнение стабилизаторов очень плохое.

Ckona> Что-то мне представляется, что в подавляющем большинстве случаев плоский профиль оправдан, объемный нужен по соображениям механической прочности, а излом дает срыв потока при скоростях не менее чем 0,6...0,7М.

Бред срыва потока на 3-4гр. заключается в противоречии с профилем сверхзвукового сопла, где раструб имеет угол излома до 15гр. и там ничего не срывает даже на сверхзвуке!

Вот собственно и расчёт нескольких профилей в Flow на скорости 250м/с.
1. С плавной кромкой
2. С ломаной кромкой вытянутый
3. С ломаной кромкой притупленной
4. С тупой кромкой
Проверял так же на 100м/с – результат такой же. Срыв потока только у последнего с тупой кромкой. На угле атаки 4гр. проверял тоже (см. вторую эпюру). Тоже нет никаких завихрений.

Ckona> И второе - интуитивное - рабочие углы атаки стабилизаторов для моделей ракет не превышают 5-6 градусов.

Больше.

Первый график (слева) P=f(V) - зависимость силы трения от скорости потока. Фиолетовая кривая - это проектируемая ракета МАВ-70, красная кривая - ракета МАВ-45 два года назад или в начале своей разработки, розовая кривая - последнее вычисление аэродинамики МАВ-45 с учётом всех введённых в неё изменений. П.с. высотный расчёт для двигателя МА-40-7 был сделан по данным трения ракеты с красного графика, расчётная высота полёта для ракеты составила 3км.
Следующие три маленьких графика (справа) - это последний расчёт обдувки ракеты МАВ-45 под углами атаки от 0гр. до 180гр.
Первый из них (верхний) Mz=f(a) - зависимость момента стабилизации ракеты от угла атаки. Рост момента стабилизации непрерывно продолжается от 0гр. до углов атаки в 40гр. Далее происходит срыв потока со стабилизаторов и они теряют подъёмную силу, что приводит к резкому снижению момента стабилизации. Поэтому, далее следует провал в графике или минимум, который раньше опускался ниже нулевой отметки. Дальнейшее ТЗ на разработку ракеты, которая должна снижаться исключительно носом в низ, дало ещё одно условие для конструирования ракеты - исключить альтернативные стабильные положения ракеты.
Второй из них (средний) Fy=f(a) - зависимость силы бокового обдува ракеты от угла атаки. На углах атаки в 100-110гр. наблюдается максимум силы сопротивления, который превосходит начальное значение на угле атаки 0гр. в десятки раз. Это может послужить сильным разрушающим фактором для ракеты, если на большой скорости её крутанёт на угол в 100гр. от линии движения. Корпус ракеты может легко развалиться при этом, даже сделанный из высокопрочных материалов, особенно, если он длинный, как игла.
Третий из них (нижний) Fx=f(a) - зависимость силы лобового обдува ракеты от угла атаки. Здесь всё просто: ракета переворачивается, и сила трения меняет знак. Так же очень сильно возрастает сила сопротивления. Что всё в целом резко увеличивает потери на трения для нестабильного полёта ракеты на больших скоростях при отклонении даже на небольшие углы атаки. Поэтому очень важно для вертикального старта ракет на больших скоростях выдерживать геометрическое качество исполнения корпуса и всей ракеты в целом, так и двигателя.

SashaPro> Ты морочишь голову
Было бы чего...

SashaPro>> Ты морочишь голову
RocKI> Было бы чего...

Призыв: "Храните деньги в сберегательной кассе!" Мелкими буквами: "если они, конечно, у вас есть..."
Вот эти несколько листков из Missile Aerodynamics by Von Karman добавят несколько эмпирических соотношений для использования стабилизатора дискутируемого профиля (и формы)
file.qip.ru - хранение и обмен файлами - бесплатно .
Они для "артиллерийских ракет". В смысле - баллистических. С широким диапазоном скоростей. Очевидно, что стабилизаторы с гексагональным профилем более универсальны. Они имеют такой же Cd на дозвуке, как и двояковыпуклые, но на сверхзвуке - вне конкуренции. И по технологии изготовления гексагональную форму гораздо проще реализовать с более высокими допусками. Особенно в технике оболочек с заполнителями. Что и было показано в соотв. топике (Эксп. ракета с ЖРД). Конечно, в ЭР каждый имеет право на свою трактовку законов аэродинамики в защиту собственной разработки. Но будет лучше если эта трактовка не будет дискриминационной. То есть:" только я знаю как правильно делать, поэтому делайте только как Я". Или лучше - под меня. Нет, дорогие товарищи с большой аэродинамической дороги, будем делать под себя и при этом заглядывать в книжки и юзать программы. Чтобы от тактики к практике выходило в полной гармонии.

a_centaurus> Вот эти несколько листков из Missile Aerodynamics by Von Karman добавят несколько эмпирических соотношений для использования стабилизатора дискутируемого профиля.

Прошу учитывать, что этот файл имеет расширение pdf .

a_centaurus> Вот эти несколько листков из Missile Aerodynamics by Von Karman
Напрасно ты меня пугаешь Карманом. После десяти лет работы обтекание профиля у меня уже в инстинктах.
a_centaurus> на сверхзвуке - вне конкуренции.
Изначально ты позиционировал свою ракету, как дозвуковую. И я говорил не о нулевом угле атаки.
a_centaurus> ЭР каждый имеет право на свою трактовку законов аэродинамики
Может тебя больше привлекает трактовка не профессионала, а PROфессионала? Ничего, что он не понимает разницы между острой кромкой и заострённым носиком профиля? Путает угол атаки с местным вектором скорости? Не видит разницы в обтекании плоских поверхностей и тел вращения? Не знает, что положение точки отрыва - это тонкий эффект, не поддающийся точному расчету?
a_centaurus> только я знаю как правильно делать, поэтому делайте только как Я.
Я не учу никого здесь ни химии, ни электронике, ни вышиванию крестиком. Чего не знаю, того не знаю. А по аэродинамике я считаю себя вполне компетентным дать совет. Если он тебе не нужен, зачем так переживать? Неужели ты действительно задумывался над повторением моей конструкции?
a_centaurus> Нет, дорогие товарищи..., будем делать под себя
А вот это я ни тебе, ни другим настоятельно не рекомендую.

Pashok> ...Вероятно оторвало один из стабилизаторов.
Свръхзвук?, Флатер?... Поздравления за успешния тест!

-VMK-> Свръхзвук?, Флатер?... Поздравления за успешния тест!

По расчету должен был быть далекий сверхзвук, был ли он в действительности... вероятно все же был, визуально ракета пошла очень быстро, хотя не хватило устойчивости. Возможно был флатер, но ввиду конструкции стабилизаторов на них оказывалось сильное воздействие выхлопной струёй, возможно под действием ее их или один из них и оторвало, так как действие струи очень жесткое. Стальной стержень фиксатор диаметром 4мм который удерживал ракету в трубе и находился в 10см от сопла выгнуло потоком газов, в поверхности сухой плотной земли в примерно 50см от сопла осталась полусферическая воронка глубиной ок 10см и диаметром ок 20см. Сама же ПВХ труба из которой производился запуск не повреждена совершенно. Двигатель работал ок 0,3сек. Буду работать с конструкцией ракеты дальше добиваясь максимальной устойчивости ее в полете. Спасибо са поздравления

Pashok> По расчету должен был быть далекий сверхзвук, был ли он в действительности...

По видимому все же был, решил подробно проанализировать видео, вот что из этого вышло:

На верхушке пусковой трубы была закреплена газета, на видео ее видно, расстояние от нее до земли 130см - на видео 8мм. И так собственно анализ...
1-й кадр - ракета двинулась в трубе
2-й кадр - ракета вышла из трубы и прошла 32мм
3-й кадр - 40мм
4-й кадр - 52мм
5-й кадр - учитывая изгиб ок 65мм
6-й кадр - учитывая изгиб траектории и удлиннение факела (его смазывает на камере и он становится все длинней и длинней) 78мм

Таким образом получается за первый кадр ракета подошла к срезу трубы, за второй прошла 5,2м, за третий 6,5м, за четвертый 8,45м, за пятый 10,56м, за шестой 12,67м. Не учитывая, что траектория взлета была несколько наклонена от камеры. Скорость съемки 25кадров в секунду, таким образом получается, что на втором кадре скорость ракеты примерно равнялась 130м/с на третьем 162,5м/с на четвертом 211,25м/с на пятом 264м/с на шестом ок 316,75м/с. Общая продолжительность работы мотора 9-10 кадров. Из этого по приращению впринципи пожно прикинуть конечную скорость полета.

Все это понятное дело очень приблизительно, в том числе и потому что неизвестен точный угол наклона ракеты от камеры.

Pashok> Из этого по приращению впринципи пожно прикинуть конечную скорость полета.
Не прикидывал в, к примеру, RockSim?

Атмосфера> Не прикидывал в, к примеру, RockSim?

Нет, если честно никогда не работал с этой программой

Pashok> Все это понятное дело очень приблизительно, в том числе и потому что неизвестен точный угол наклона ракеты от камеры.
Если угол отклонения от вертикали равен 30 градусов, ошибка составит 15 процентов.
Таким образом, вместо ускорения 300(м/с)/0,25(с)=120G, будет 100G.
Скорее всего, 1М был превзойден, но тут же конструкция и разрушилась.

Кстати, в измерениях не был учтен параллакс (уменьшение углового размера вследствие удаления объекта), но, думаю, съемка велась с расстояния 40...50 метров и на 12-ти метрах ошибка несущественна.

Pashok> По видимому все же был, решил подробно проанализировать видео, вот что из этого вышло:

Поздравляю.
Интересно. Информативно.
Но местами непонятно
Зачем такая большая скорость горения?
Больше похоже на выстрел.
Вот торцевик бы замутил - вот тогда вообще король.
Для бустера (мне так кажется) 0,3-0,5 сек маловато.

Ckona> Если угол отклонения от вертикали равен 30 градусов, ошибка составит 15 процентов.
Ckona> Таким образом, вместо ускорения 300(м/с)/0,25(с)=120G, будет 100G.

Так наоборот если ракета уходила от камеры, то ускорение получается большим, чем я посчитал, но на сколько градусов я не знаю, возможна шла и практически параллельно ей.

Ckona> Скорее всего, 1М был превзойден, но тут же конструкция и разрушилась.

1М Возможно был превзойден на 6-м кадре после появления пламени, то есть на пятом кадре режима мотора. До скольки ракета разогналась потом не ясно, учитывая что со временем работы тяга мотора вырастает в двое, примерно от 100 до 200кг, а масса уменьшается почти в двое.

Ckona> Кстати, в измерениях не был учтен параллакс (уменьшение углового размера вследствие удаления объекта), но, думаю, съемка велась с расстояния 40...50 метров и на 12-ти метрах ошибка несущественна.

Съемка велась как я уже писал со 150м ±5% это кстати легко проверить по видеозаписи, а именно по тому, сколько шел звук.

Однако я согласен, пока рано делать какие либо точные выводы, эксперимент будет проведен необходимое количество раз, пока не будет достигнут стабильный результат.

Ckona> Таким образом, вместо ускорения 300(м/с)/0,25(с)=120G, будет 100G.

100G там было может только при воспламенении, дальше ускорение было значительно больше. Максимальная тяга 20мм копии такого мотора превысила 80кг (должна быть ок 90кг - при давлении в моторе 50атм), этот же 30мм-й, то есть макс тяга должна составлять ок 200кг, минимальная 100кг. При этом масса ракеты в начале полета 640гр. Отсюда начальное ускорение 100/0,64 = 156G, конечное ускорение при остаточной массе ракеты с учетом потери части массы сопла 340гр = 200/0,34 = 588G, от сюда среднее ускорение 156+588/2 = 372G

RLAN> Поздравляю.

Спасибо

RLAN> Интересно. Информативно.

Постараюсь от запуска к запуску информативность увеличивать.

RLAN> Но местами непонятно

Это точно))

RLAN> Зачем такая большая скорость горения?

Это обусловлено конструкцией двигателя, вышел на нормальные давления - получил такие скорости горения, в промышленных бессопловиках топлива вообще ок 40мм/сек горят))

RLAN> Вот торцевик бы замутил - вот тогда вообще король.

Займусь и торцевиком. Пока думаю из чего сопла для него делать.

RLAN> Для бустера (мне так кажется) 0,3-0,5 сек маловато.

Для маленького мб и пойдет... А так можно снизить давление, увеличить толщину свода, увеличится время работы, при том существенно.

Pashok> дальше ускорение было значительно больше.
Нужно в один ряд ставить покадровую видеограмму, профиль работы двигателя и закон аэродин. сопротивления.
Конечно, каждый созидатель видит "быстрее, выше, сильнее".
Цифры для оценки приведены выше, если ракета удалялась под углом 30 градусов от кинокамеры - тогда не 120G, а 140G.
Если не учитывать околозвуковые эффекты, оценка аэродинамич.сопротивления - 20...40 кГс.

Ckona> Нужно в один ряд ставить покадровую видеограмму, профиль работы двигателя и закон аэродин. сопротивления.

Это ясно. я на точность и не претендую, просто хоть какие то оценочные данные решил получить. И я все же не понимаю как при средней массе ракеты 490гр и средней тяге ок 150кг ускорение могло составить 120-140G?

Pashok> я все же не понимаю как при средней массе ракеты 490гр и средней тяге ок 150кг ускорение могло составить 120-140G?

Из этих трёх цифр одна нам известна точно, вторая примерно по видео, а третья только прикидочно. Так что ничего удивительного, всё совпадает )))
Всё-таки нужен стенд. А если запусками, то лучше сделать гораздо более тяжёлую ракету, которая поднимется метров на 100, тогда по видео можно гораздо точнее посчитать.

Pashok> на втором кадре скорость ракеты примерно равнялась 130м/с, ... на шестом ок 316,75м/с.

Скорость = ускорение * время .
6 кадров от 25 в секунду - это 0,25 секунды.
Ускорение = 300 (м/с) / 0,25 (с) = 1200 м/с/с или примерно 120G.

Я не в курсе, известен ли профиль тяги, также неизвестен источник цифры 150 кГс средней тяги (кГ - это масса, не сила).
В своих экспериментах убедился, что видеограмма - очень объективный источник данных. Хотя не самый точный.

Все равно, 120G или 150G - одуренное ускорение !
Пальчиковая батарейка весит полтора килограмма.

Serge77> Из этих трёх цифр одна нам известна точно, вторая примерно по видео, а третья только прикидочно. Так что ничего удивительного, всё совпадает )))

Масса ракеты известна точно, максимальная тяга так же достаточно точно... остальное конечно прикидочно.

Ckona> Я не в курсе, известен ли профиль тяги, также неизвестен источник цифры 150 кГс средней тяги (кГ - это масса, не сила).
В системе СГС(а так же СГСЭ и СГСМ) - кГ таки сила

Соврал, в МКГСС

Ckona> 6 кадров от 25 в секунду - это 0,25 секунды.
Ckona> Ускорение = 300 (м/с) / 0,25 (с) = 1200 м/с/с или примерно 120G.
Ckona> Я не в курсе, известен ли профиль тяги, также неизвестен источник цифры 150 кГс средней тяги (кГ - это масса, не сила).

Уточню. На режиме 5 кадров (я об этом писал) то есть 0,2сек (6 кадров как я писал с момента воспламенения, первый кадр из шести ракета еще в трубе) то есть пусть 300/0,2 = 1500м/с/с. А дальше ускорение росло за счет роста тяги - площадь горения прогрессирует от момента воспламенения до момента выгорания топлива в двое, КН при этом постоянен, а масса ракеты уменьшается.

Но так или иначе спорить я не буду. Слишком все пока не точно, лучше займусь подготовкой более точного эксперимента . А то может действительно тут не слабо ошибаюсь непонятно в какую сторону