Твердые ракетные топлива карамельного типа ХII

Нитрат калия/сахар/сорбит/оксалат железа(ІІ) — 66/29/5/2
Упаривание из раствора, полная отгонка воды под вакуумом.
5.82 мм/с, 5.81 мм/с, 5.82 мм/с
Смесь при упаривании сильно пенилась.
Шашка не гигроскопична, каменеет сразу после охлаждения.

Чyжой> Э-э, ты не путай! То ЖРД, там размер КС по отношению к топливу мизерный, не говоря уже о ракете в целом, поэтому сделай ты КС даже в 10 раз тяжелее, общая прибавка массы будет ничтожна, поэтому на ЖРД как раз есть смысл добиваться максимально эффективного горения топлива.
Я ничего не путай. Я сравнивай кислородно-керосиновую ступень с кислородно-керосиновой ступенью, и вся эта алюминиево-титаново-стальная беда в моём сравнении гарантированно взаимокомпенсируется, обнажая чистые конструкторские концепции, удобные для сравнения. А ты этого почему-то не понимай.

Xan> Возьми несколько давлений (5, 10, 20, 50), рассчитай массу движка, сравни с тягой.

Вот пара расчётов для моего двигателя на 20атм и на 40атм. Сравниваю я не с тягой, а с УИ двигателя.

Для 20атм получился УИ двигателя 125,4с. Масса корпуса = 124,8г.
Для 40атм получился УИ двигателя 123,5с. Масса корпуса = 218,8г.

Масса топлива 765г.

SashaMaks> Для 40атм получился УИ двигателя 123,5с.

SashaMaks> Для 20атм получился УИ двигателя 125,4с. Масса корпуса = 124,8г.
SashaMaks> Масса топлива 765г.

Баллистический расчёт ракеты с данным двигателем с реально возможным УИ при оптимальной массе ракеты в одноступенчатом варианте.

SashaMaks> Для 40атм получился УИ двигателя 123,5с. Масса корпуса = 218,8г.
SashaMaks> Масса топлива 765г.

Баллистический расчёт ракеты с данным двигателем с реально возможным УИ при оптимальной массе ракеты в одноступенчатом варианте.

Non-conformist> Я ничего не путай. Я сравнивай кислородно-керосиновую ступень с кислородно-керосиновой ступенью, и вся эта алюминиево-титаново-стальная беда в моём сравнении гарантированно взаимокомпенсируется, обнажая чистые конструкторские концепции, удобные для сравнения. А ты этого почему-то не понимай.

Вот и ты меня абсолюто не слышишь. Ведь это так просто - вес двигателя ЖРД не так велик, (топливо в баках а не в двигателях, в отличие от ТРД)и составляет очень малую часть общего веса ракеты, поэтому утяжелив его вдвое, втрое, впятеро, мы получим прирост общей массы доли процентов, и прирост УИ по-любому перекроет прибавку веса, именно поэтму давления в КС ЖРД делаются высокими. Ты же мне про какие-то концепции Кислород - керосиновых ступеней. Что за цель такая, оспаривать даже очевидные вещи? По сути ты ведь ничего опровергающего мою мысль кроме "это ты не понимай" не сказал.

SashaMaks> Вот пара расчётов для моего двигателя на 20атм и на 40атм. Сравниваю я не с тягой, а с УИ двигателя.
SashaMaks> Для 20атм получился УИ двигателя 125,4с. Масса корпуса = 124,8г.
SashaMaks> Для 40атм получился УИ двигателя 123,5с. Масса корпуса = 218,8г.
SashaMaks> Масса топлива 765г.

Вообще-то крректно приводить УИ не двигателя, а ракеты, тут 40 атм немного выигрывает у 20 атм, (чуть больше 1% :о) но так бывает далеко не всегда.

Чyжой> Вообще-то крректно приводить УИ не двигателя, а ракеты, тут 40 атм немного выигрывает у 20 атм, (чуть больше 1% :о) но так бывает далеко не всегда.

Я ракету на 40атм двигатель не проектировал. Может сказаться дополнительно утяжеление ракеты из-за необходимости увеличения жёсткости стабилизаторов и корпуса. Зато были учтены параметры движения в атмосфере с переменной плотностью, переменная масса ракеты, расчёт на полёт с оптимальной массой, некоторые геометрические особенности вроде площади миделя и пр.

Фактически разницы нет, но если и есть то не в пользу повышения давления. А вот проблемы уже очевидны, это вдвое больший расход материалов, вдвое более высокая трудоёмкость сборки данного корпуса двигателя и ракеты, вдвое дороже. И всё ради чего? Только чтобы УИ топлива был больше на 8-10%?

Чyжой> Вот и ты меня абсолютно не слышишь.
Что по существу дела имеешь сказать? Я имею в виду предложение перейти от слов к цифрам?

Саша!
Я думал, ты со мной в новом году спорить не будешь!

SashaMaks> Вот пара расчётов

Если ты внимательно посмотришь, то, может быть, увидишь, что никаких расчётов здесь нет.
Есть только непонятно откуда взявшиеся цифирьки.

Мне нечего сказать.

SashaMaks> И всё ради чего? Только чтобы УИ топлива был больше на 8-10%?
А ракеты на 1% или в минус.
А где скачать такую прогу, не поделишься ссылкой? Хочу еще сравнить канальники и торцевики, тут у меня тоже есть смутные сомнения

Чyжой> А ракеты на 1% или в минус.

Трудно сказать, так как накладываются такие весьма существенные дополнения, как сопротивления воздуха (могут докопаться). Тут ошибка в расчёте увеличивается.

Чyжой> А где скачать такую прогу, не поделишься ссылкой? Хочу еще сравнить канальники и торцевики, тут у меня тоже есть смутные сомнения

Если делать расчёт по массе двигателя или ракеты применительно к расчёту УИ, то вся конструкция двигателя или ракеты просчитывается на геометрию и прочность в SolidWorks.
Если даже постараться, то можно и полностью сделать расчёт на тягу двигателя вплоть до построения графика во вложении SolidWorks, которое называется Flow Simulation. Но это потребует некоторых усилий и времени...

А УИ можно вот по этой программе вычислить:

Остальной софт ещё не готов, это по баллистике и новая версия PropeLant.

Non-conformist> Что по существу дела имеешь сказать? Я имею в виду предложение перейти от слов к цифрам?

Все, что мог, уже сказал. И с цифрами, и без, призыая к элеметарному здравому смыслу, как в случае с ЖРД, что толку? Если ты не слышишь, то сколько не говори - впустую. Ты сам-то много ли вразумительных аргументво привел кроме "ты не понимаешь"?
Ни одного. Называется - пустые возражения.
А для начала сформулируй хотя бы свою позицию, вместо огульного отрицания всего, сказанного мной.

Xan> Если ты внимательно посмотришь, то, может быть, увидишь, что никаких расчётов здесь нет.
Xan> Есть только непонятно откуда взявшиеся цифирьки.

Я внимательно смотрю, расчёты есть у меня, могу файл отчёт приложить, где все циферки есть из численной модели, их за 5мин не накатаешь... УИ ты и сам можешь посчитать в PROPEP, а как рассчитана масса модели двигателя, так это тебе в Dassault Systems надо звонить спрашивать.
Данные по тяги завязаны на реальных практических данных, пока не полных но весьма точных для того, чтобы понять, что будет в интересуемых меня диапазонах.

Xan> Мне нечего сказать.

И не надо, ты посчитай сам.

Чyжой> ... призыая к элеметарному здравому смыслу ...
Элементарный здравый смысл говорит, что Сатурн-5 делали не дураки, и тем не менее не стали добиваться "максимально эффективного горения топлива", а остановились на некоем ОПТИМАЛЬНОМ "горении", т.е. оптимальном давлении в КС. Оптимальном по целому ряду параметров, как я подозреваю. И это оптимальное (для F-1) давление, конструкторы НК-15 были вынуждены превысить более чем в два раза, вызвав этим своим решением вполне определённые опасения и нелицеприятные прогнозы.

Тот же элементарный здравый смысл говорит, что нам не нужно углубляться в отвлечённые споры по ЖРД, а вернуться к РДТТ. И вернуться не на уровне сложных предложений, силящихся свести к одной-двум фразам описание расчётной кривой, а просто построить эту кривую.

У тебя всё для этого есть: SRM, SW и Ezalt. В SRM рассчитываешь моторы с разными давлениями в КС, в SW рассчитываешь потребную массу КС для каждого из них, и подставляешь полученные данные в Ezalt. На финише получаешь максимальную скорость, развиваемую ракетой, и апогей, на который она забирается. Десяток-другой таких расчётных циклов - и получаем кривую с экстремумом, соответствующим наиболее удачной комбинации мотора и ракеты...

Чyжой>> ... призыая к элеметарному здравому смыслу ...
Non-conformist> Элементарный здравый смысл говорит, что Сатурн-5 делали не дураки, и тем не менее не стали добиваться "максимально эффективного горения топлива", а остановились на некоем ОПТИМАЛЬНОМ "горении", т.е. оптимальном
Ты мне привел ЖРД, как аргумент в разговоре о ТРД, на что я тебе естественно сказал - не путай две разные вещи, в ЖРД к выбору давления подходят совсем по другим принципам, где вес КС не играет решающей роли.
Что касается наших баранов, будет не одна, а семейство кривых для разных соотношений масс ракеты и топлива и рабочих давлений. К тому же для разных топлив они будут разные, к примеру для сорбита и сахара вообще в области давлений от 0.15 до 9.4 Мпа (для сахара чуть меньше) идет УМЕНЬШЕНИЕ УИ с ростом давления, потом опять увеличение и наконец достижение начальной величины где-то в районе 11 Мпа, во всяком случае для сопел - дырок. Поэтому тут вообще говорить о повышении давления вообще смысла нет, какое ни выбирай, будет хуже, чем при 0.15 Мпа, если верить SRM. Поэтому она вызывает сильное недоверие, еще и из-за странного поведения кривой давление/скорость горения для сорбита.
С расширяющимися соплами картина немного получше, там хоть и очень медленный, но рост УИ от давления, вроде без ям на графике.
Я собственно поэтому и начал разговор, думал тут все это уже давно обмусолили, а оказывается никто ни сном ни духом, круглые глаза, куча возражений, упреки, минусы... :о)

Чyжой> С расширяющимися соплами картина немного получше, там хоть и очень медленный, но рост УИ от давления, вроде без ям на графике.

Я SRM не пользуюсь.

В общем и целом, если обобщать, то получается такая картина. Движки с малой энерговооруженостью расчитанные на полет на небольшие высоты и скорости, грузоподъемные, в-общем такие, в которых доля веса топлива сравнительно невелика, выгодно расчитывать на большие давления. И наоборот, ракеты с высокой энерговооржунностью, для достижения больших высот и скоростей, с высокой долей веса топлива, выгодно расчитывать на малые давления. Насколько чего - надо считать в каждом конкретном случае.

Чyжой>> Собственно, прикинем движок из барабана принтера диаметр 22 мм длина 30 см толщина стенки 0.08 см.
Voldemar> Эта труба, нагруженная вн. давлением при н.у. порвётся при 11,7 МПа.
Voldemar> Торцевик с УИ под сотню это 4 МПа.

Кстати сказать, такая труба порвется при давлении 1.81 Мпа, при температуре 20 град. (при больших температурах еще меньше)Есть замечательная онлайн прога расчета, только надо подставить сигму 28 Мпа (http://www.energoboard.ru/articles/...- для "сырого" аллюминия. (

удалил

Чyжой> В общем и целом, если обобщать, то ... надо считать в каждом конкретном случае.
))

Чyжой> Что касается наших баранов, будет не одна, а семейство кривых для разных соотношений масс ракеты и топлива и рабочих давлений. К тому же для разных топлив они будут разные...
Зачем всё это? Сначала ты говорил "при прочих равных". Я, развивая предложение Xan, предложил тебе конкретный, относительно нетрудоёмкий, полностью доступный способ чисто математически визуализировать твои невнятные сложносочинённые "обобщения". И тут у тебя сразу нарисовалось целое "семейство кривых"...

Непонятно... Ты осознаёшь, что даже на ГРАФИКЕ - самой лаконичной и наглядной форме представления численных данных - появляется "целое семейство кривых". И тем не менее ты тут же тужишься ОБОБЩИТЬ это "целое семейство" своим "великим и могучим"... Где же твой "элементарный здравый смысл"?

Non-conformist> Непонятно... Ты осознаёшь, что даже на ГРАФИКЕ - самой лаконичной и наглядной форме представления численных данных - появляется "целое семейство кривых". И тем не менее ты тут же тужишься ОБОБЩИТЬ это "целое семейство" своим "великим и могучим"... Где же твой "элементарный здравый смысл"?

Это потому что ты не хочешь подумать. Скажи мне, что должно быть по оси Х и по оси Y графика, который ты предлагаешь построить, и что мы там увидим. Ну напряги ты мозг в конце концов, раз уж принялся спорить! От скольки параметров зависит та точка максимума, и масимума чего, собственно? После которой не выгодно повышать давление?

Да уж, начал я новый год... Кошмарики...


По оси Х - линейка ракет* с порядковыми номерами "1", "2", "3", ... "10" или "20"
По оси У - линейка апогеев ракет "1", "2", "3", ... "10" или "20"

_______

• "ПРИ ПРОЧИХ РАВНЫХ": в рассматриваемых ракетах (мотор + планер) меняется только ОДИН параметр: Кн мотора (в смысле давление в КС). Если ещё не делал ракет - возьми типичные значения массы планера и Сх практикующих участников.