Ракетный софт

Homeship> спор ни о чем, вращения на первичном участке траектории не наблюдается, откуда бы ему взяться потом?
Причина перехода к вращению та же, что и на видеоролике Lincoln'а с названием fin flutter.
(кстати, флаттер - супер ! в учебники этот ролик! )
При увеличении скорости ракеты условия обтекания меняются, а под действием скоростного напора нежесткие лопасти стабилизатора начинают изгибаться. Если изгиб передней кромки у всех лопастей неодинаков или направлен в одну сторону - ракета вращается.
Ракета Homeship (а спор начался по вопросу несоответствия высоты ее полета расчетным моделям) имеет избыточно большую площадь лопастей стабилизатора (это гарантированно обеспечило вертикальный стабильный полет) и неудачное соотношение хорды к размаху. Скорее всего, толщина лопастей не обеспечивает необходимую жесткость.
Чтобы лопасти (перья) стабилизатора "вели себя хорошо" во всем диапазоне скоростей, их форму нужно копировать у современной истребительной авиации, или у ФАУ-2. Жесткость на изгиб, на кручение и стойкость к флаттеру (кто не "въехал" - это когда фаза крутильных колебаний на 90 градусов отличается от фазы изгибных колебаний), то есть - гнуться можно, но "без фокусов".

В ходе т.н. спора созрел вопрос: каковы потери энергии (скорости) при тех или иных отклонениях траектории ракеты от вертикали ? Хотя бы - как это оценивать ?

Модели/исследования СашиПро показывают, что подсчитать можно.

lincoln>> Рассчитай высоту полета ...
Homeship>А твоя - пошла по широкой параболе (видимо вследствие особо высокой аэродинамической Homeship>устойчивости?). И в данном случае упрощенный расчет по времени - не применим.
Homeship>Давай еще высоту по времени будем считать для ракет которые хаотично (вследствие Homeship>ошибочной конструкции) летают?
Homeship>Или ты хочешь сказать что твоя ракета на этом видео - очень устойчиво (относительно Homeship>стартового положения) летит?
Homeship> Тебе уже вроде как написали что ты "малость" ошибаешься в процессах смещений ЦТ в полете...
Да ты дружок провокатор. Такие типы, в силу своей некомпетентности сидят молча и ждут более опытного, и при первой возможности плюют в того, кто помогает. По всем признакам такое поведение тянет на кащенизм.
Вообще это мне навеяло сцену и известного героя из не менее известного мультфильма"..а мы уйдем на север!"
Далее продолжать обсуждение с тобой не вижу смысла и отвечать на твои умозаключения высосанные из пальца смысла так же нет. Мне не отвечай, ответа не будет.
Это сообщение нарушение правил форума(переход на личности), но по-другому поведение Homeship не охарактеризовать. Кстати неоднократное.

Serge77> ЦТ смещается к носу, стабильность повышается.
Может быть, но практика и симуляторы свидетельствуют о другом. Когда я не пользовался симуляторами, а ЦТ устанавливал в центре ракеты, то ракеты и летали виляя хвостом.
SpaceCAD говорит, что если ЦТ смещается к носу, то ракета теряет устойчивость.

lincoln> SpaceCAD говорит, что если ЦТ смещается к носу, то ракета теряет устойчивость.

SpaceCAD говорит, что ракета overstable .
lincoln, ищи перевод на русский.

lincoln> Удивляюсь с какой поспешностью делаются выводы. Родилась версия, которую в условиях любителя проверить невозможно, ее и принял за истину.

А где это написано про истину?

lincoln> Пока мотор обладает массой достаточной для устойчивости ракеты, она летит по прямой.

Если уловие стабилизации не выполнено, то масса не поможет.

lincoln> По мере выгорания топлива и уменьшения массы двигателя, ЦТ смещается и как следствие рысканье по курсу. Или же ракета в снаряженном состоянии не обладает устойчивостью.

В классической компонновке, когда масса топлива в ракете значительно меньше массы всей ракеты ЦМ очень слобо смещается вверх, а вот ЦД может перемещаться более существенно вверх, что при малом изначальном запасе устойчивости может привести к полной неустойчивости в полёте на скорости.

lincoln> В этом случае, с большой вероятностью спиральный полет - результат воздействия двух составляющих: рысканье по курсу и вращение вокруг продольной оси.

Вообще качество испольнения внешней формы ракеты должно быть очень высоким, или же из-за различных несоосностей и дефектов отклонения поверхностей от правильной геометрии приведут к тряске её в полёте. Представь себе, что один стабилизатор имеет чуть больший Сх, чем другой напротив от него - получился момент вращения относительно ЦМ. А уж про несовпадение ЦМ и линии тяги я вообще молчу... Все это вызывает отклонение ракеты от курса, а стабилизирующий момент возвращает обратно и так пошло колебаться. Соответственно, чем сильнее выражены эти дефекты, тем менее вертикальным будет полёт. Причём на начальном этапе старта, когда скорость полёта и стабилизирующий момент небольшие, ракета просто меняет направление полёта, потом уже начинается метание, а траектория в целом сохраняется, так как на скорости стабилизирующий момент уже значителен.
В общем задача интересная и требует более детальной проработки и решения в трехмерном пространстве, но это пока в разработке...

lincoln> Вот примеры флаттера, но при этом ракета устойчива.

Да, на первом видео, флаттер прямо как по учебнику

Ckona> Модели/исследования СашиПро показывают, что подсчитать можно.

Я уже приводил расчётные графики в которых наглядно видно было насколько быстро и резко растёт Сх лобового сопротивления ракеты даже при небольшом угле атаки, так что от виляния ракеты в полёте можно легко лишиться желаемых высот.

SashaMaks> Если уловие стабилизации не выполнено, то масса не поможет.
Помогает. Вот видео полета ракеты на бессопловике. После выгорание топлива ракета полетела ровненько правда не в нужную сторону .

Костян1979> Помогает. Вот видео полета ракеты на бессопловике. После выгорание топлива ракета полетела ровненько правда не в нужную сторону .

Нет, ты не понял. Имелась в виду большая масса, а большая она когда топливо выгорает или на активном участке полёта. И твоё видео лишь подтвердило это.
Не хило так закрутило! Похоже топливо кусками вылетало или ещё чего подобное...

SashaMaks> Не хило так закрутило! Похоже топливо кусками вылетало или ещё чего подобное...
не топливо не летело мотор отработал нормально. Это одна из первых, до появления проги RocKI. С того времени как она появилась таких кульбитов не было причем летал с минимальным запасам устойчивости (0,5 диаметра).

Та же история,после выпадения первого двигателя,хоть и летела не вверх,но кульбиты прекратились.
За качество извиняюсь,было давно и снимал не я. 4 Мб

lincoln> Да ты дружок провокатор. Такие типы, в силу своей некомпетентности сидят молча и ждут более опытного, и при первой возможности плюют в того, кто помогает. По всем признакам такое поведение тянет на кащенизм.
lincoln> Вообще это мне навеяло сцену и известного героя из не менее известного мультфильма"..а мы уйдем на север!"
lincoln> Далее продолжать обсуждение с тобой не вижу смысла и отвечать на твои умозаключения высосанные из пальца смысла так же нет. Мне не отвечай, ответа не будет.
lincoln> Это сообщение нарушение правил форума(переход на личности), но по-другому поведение Homeship не охарактеризовать. Кстати неоднократное.

На текущий момент, на личности, с применением "всяких" эпитетов перешел именно ты. Так что тебе - к зеркалу и любоваться на все тобою перечисленное.

Насчет компетентности - ты продемонстрировал свою с ЦТ и ЦД. А также с тем какие подъе...ки ты приводишь "для расчетов".
Да и насчет "помощи", это ты где помог-то? Тем что "высосал из пальца" сначала "спираль", затем "недостаточную аэродинамическую устойчивость", потом обиделся (ах не понянчились с ним! Не похвалили!) на указанную тебе неадекватность приведенного тобой ролика для упрощенной системы расчета?
На обиженных воду возят - иди... на свой север.

Ckona> Ракета Homeship (а спор начался по вопросу несоответствия высоты ее полета расчетным моделям) имеет избыточно большую площадь лопастей стабилизатора (это гарантированно обеспечило вертикальный стабильный полет) и неудачное соотношение хорды к размаху. Скорее всего, толщина лопастей не обеспечивает необходимую жесткость.

Я ж сразу после упоминания SashaMaks флаттера, согласился что это - наиболее вероятная причина, т.к. я знаю что стабилизаторы у меня - отстойные (в плане жесткости).
Уточню - два слоя ватмана на силикате, заламинированные с двух сторон. Они настолько "нежесткие", что даже веса планера не держат.

Я такие больше не делаю. А планер запускался "на убой".
Сегодня хочу сделать такой же тестовый планер, но с жесткими стабилизаторами (несколько иной формы - с большей остротой передней кромки к встречному потоку и меньшим размахом). Вот на нем попробую двигатель из той же серии. Сравним потом результаты - хотя бы разницу во времени "от земли до земли".

SashaMaks>> Суть проблемы ограниченность оперативной памяти
Ckona> Скачай у RocKi простую программу "AMO", там давно все есть, и памяти достаточно у любого калькулятора.

Если бы она ещё выдавала адекватный расчёт.

В продолжении темы о расчёте парашюта ракеты RLANа Создание ракеты "Проект АРМ1", том3 [SashaPro#03.03.12 17:27]
По моим расчётам большой купол круглого парашюта диаметром 1м раскрывается на скорости 5м/с за 2с. При этом ускорение ракеты по дальнейшему набору скорости падения прекращается, уходя в ноль. А вот у Роки перегрузка продолжает почему-то расти дальше…

Тот же парашют, но раскрывается на скорости 20м/с. По моим расчётам появляется ожидаемый рывок или скачок ускорения системы ракета-парашют, который потом постепенно уходит в ноль по мере перехода в установившийся режим спуска. По расчётам Роки перегрузка получается в два-три раза больше, хотя мне совершенно не понятно почему, когда у меня она должна быть максимально возможной?
Суть моего алгоритма расчёта скорости раскрытия парашюта основана на максимально возможной скорости увеличения диаметра купола под набегающим потоком воздуха, а он не может быть больше скорости снижения ракеты без учёта ветра. Быстрее парашют может раскрыться только если ему дополнительно в этом помочь, но чем???

SashaMaks> А вот у Роки перегрузка продолжает почему-то расти дальше…

А уже понял почему, автор не понял, что значит ПЕРЕгрузка и его расчёт всё время уходит на перегрузку в 1G.

SashaMaks> А уже понял почему, автор не понял, что значит ПЕРЕгрузка и его расчёт всё время уходит на перегрузку в 1G.

Это ты не понял, что такое прегрузка. Анализируется усилие в подвесной системе парашюта. При установившейся скорости спуска это усилие равно весу груза, что соответствует перегрузке 1G.

RocKI> Это ты не понял, что такое прегрузка. Анализируется усилие в подвесной системе парашюта. При установившейся скорости спуска это усилие равно весу груза, что соответствует перегрузке 1G.

Я уже понял это. Но останусь при своём мнении, что есть значение номинальной нагрузки в системе, находящейся в поле тяготения в состоянии постоянной прямолинейной скорости движения или попросту в покое, а вот уже если её ускорять, то она будет перегружаться в зависимости от ускорения.

Лучше поясни что за модель использована, а то уже всю голову сломал, как скорость парашюта вдруг скачкообразно сравнивается со скоростью ракеты. Иными словами график скоростей моему уму не подвластен, никак не могу понять что там происходит.

SashaMaks> Лучше поясни что за модель использована.

Мой главный вопрос, почему в твоей программе такая большая перегрузка получается в отсутствии амортизаторов?

Попробовал амортизатор посчитать в amo-1.
1. Почему перегрузка с амортизатором больше, чем без него?
2. Что с графиками случилось, при большей жёсткости амортизатора?

SashaMaks> Попробовал амортизатор посчитать в amo-1.
Чем дальше в лес, тем больше дров.
3. Почему на этот раз у тебя перегрузка не стала равна 1G в конце?

SashaMaks> Чем дальше в лес, тем больше дров.

Защита от дурака в программе не предусмотрена.

RocKI> Защита от дурака в программе не предусмотрена.

Как не предусмотрена запись в пояснении программы, что она считает только в некотором интервале жёсткостей.
Интересно, зачем тогда амортизатор, если с ним перегрузка больше?

SashaMaks> Мой главный вопрос, почему в твоей программе такая большая перегрузка получается в отсутствии амортизаторов?

Расчётная модель похоже секретная)))
Но попытался её для наглядности пристроить к своей. Опять же непонятно, что за скачки от точки C к точке D и почему кривая AD выходит по касательной к AB, а не к изначальной траектории полёта парашюта. На вид очень много допущений, насколько это сильно влияет на точность расчёта, сказать сложно. Колебаний в системе нет, скачкообразное изменение функций, которые не являются непрерывными, а что происходит в этих точках нарушения непрерывности ничего не сказано.

В своей модели у меня уже всё готово для запуска расчёта с учётом упругих сил, но для учёта разной жёсткости, особенно высокой, пришлось пока заняться решением задачи по оптимизации расчёта. Поскольку все процессы происходят непрерывно в режиме реального времени, то нельзя просто взять и рассчитать событие, происходящее в течении сотых долей секунды с временным шагом 0,01с. Потому необходимо задаться возможными интервалами изменений длин амортизаторов от 1мм до 10000мм, всё что будет меньше 1мм автоматически будет вычисляться без перемещений в амортизаторе и соответственно считаться абсолютно жёстко связанной системой. Ну а амортизаторы длиной более 10м неактуальны, хотя в этом направлении можно и больше сделать, так как проблема расчёта связана с вычислением быстроменяющихся событий. А чем меньше перемещения амортизатора, тем выше частота колебаний будет в системе. Пока оценочно получаются следующие цифры:
dL – изменение длины амортизатора, мм;
V – максимально допускаемая в расчёта скорость выброса парашюта, м/с;
N – минимальное число вычислений, приходящееся на полное изменение длины амортизатора

dL, мм V, мм/с N Выборка dT
10000 200 000 100 2 000 0,000 5
1000 200 000 100 20 000 0,000 05
100 200 000 100 200 000 0,000 005
10 200 000 100 2 000 000 0,000 000 5
1 200 000 100 20 000 000 0,000 000 05

Итого для расчёта амортизатора с максимальным перемещением в 1мм потребуется сделать 20 миллионов вычислений в секунду или шаг по времени составит 0,000 000 05с!
Пока на уме лишь алгоритм автоматической подстройки дистректности расчёта по времени за счёт просчёта дифференциала функции и его анализа с учётом разрешённых диапазонов значений, указанных выше.

В итоге должна получиться следующая картинка скоростей и перемещений по данной модели:

SashaMaks>>
Ушел с этими вопросами сюда, не хочу Ckona нервировать.
Похоже? Сначала не сообразил - почему график высоты не симметричен? Потом допёр. Ассиметрия будет тем больше, на сколько начальная скорость больше установившейся скорости свободного падения. Здесь кто-то пытался определять высоту подъема по времени свободного падения (без парашюта) - gt²/2. Это не верно))) При больших высотах, когда тело при падении успевает приблизиться к этой скорости, парабола вырождается в прямую т.к. дальнейший спуск идет постоянной скоростью.
Спасибо, ты мне здорово помог. В принципе алгоритм расчета такой же, как я и считал активную фазу. И тем не менее!
К майским надеюсь закончить сборку. Будут два двигателя 5,74 и 3,5. Узел стыковки. Собирать можно одно- и двухступенчатую в нескольких вариантах как конструктор, сопла тоже сменные на разные ф - 15,10,9,8 - внутренние направляющие 10 и 15. Плюс стартовый стол. У меня ведь все нуля. ГЧ готова, высотомер Gogi, правда, ССР по радиоканалу. Электроника для меня полный лес чудес и чем дальше, тем страшнее.
Теперь могу обсчитывать все фазы, вот и проверю на практике.)))

SashaMaks> Что за цифра стоит в названным тобой параметре "скорость снижения"? Я не вижу там такого параметра, есть параметр "Скорость после торможения"
Да, именно это.

SashaMaks> Есть удлинение амортизатора, и значение там 0,1м я его не менял.
В инструкции указано, устанавливать заведомо бОльшее значение. См. картинку.
Т.е. у меня есть ракета, парашют и амортизатор с известной жёсткостью. Но необходимая длина последнего мне неизвестна. Для определения длины, необходимо ввести заведомо большую, и программа посчитает нужную, со всеми перегрузками.

SashaMaks> И что? Это вводный параметр, почему я не могу задать скорость 5м/с и 20м/с?
Можешь, но при начальной скорости торможения ниже, скорости после торможения (фактически разгона), расчёт иной. Это уже набор скорости, а не потеря.