Твердые ракетные топлива карамельного типа ХII

 
1 167 168 169 170 171 227
UA Sharovar #02.01.2014 19:11  @Non-conformist#02.01.2014 19:03
+
-
edit
 

Sharovar

втянувшийся

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.
 
UA Non-conformist #02.01.2014 19:26  @Чyжой#02.01.2014 15:54
+
+1
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

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.
Skype: a_schabanow  31.0.1650.6331.0.1650.63
Это сообщение редактировалось 02.01.2014 в 19:31

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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.
Прикреплённые файлы:
МА-40-10 20атм.png (скачать) [1680x1019, 276 кБ]
 
 
RU SashaMaks #02.01.2014 19:57  @SashaMaks#02.01.2014 19:57
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

SashaMaks> Для 40атм получился УИ двигателя 123,5с.
Прикреплённые файлы:
МА-40-10 40атм.png (скачать) [1680x1019, 206 кБ]
 
 
RU SashaMaks #02.01.2014 20:41  @SashaMaks#02.01.2014 19:57
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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.
Прикреплённые файлы:
 
RU SashaMaks #02.01.2014 20:42  @SashaMaks#02.01.2014 19:57
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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.
Прикреплённые файлы:
 
RU Чyжой #02.01.2014 21:20  @Non-conformist#02.01.2014 19:26
+
-1
-
edit
 

Чyжой

втянувшийся

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.
 
RU Чyжой #02.01.2014 21:30  @SashaMaks#02.01.2014 19:57
+
-1
-
edit
 

Чyжой

втянувшийся

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.
 
RU SashaMaks #02.01.2014 21:39  @Чyжой#02.01.2014 21:30
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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%?
UA Non-conformist #02.01.2014 22:17  @Чyжой#02.01.2014 21:20
+
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

Чyжой> Вот и ты меня абсолютно не слышишь.
Что по существу дела имеешь сказать? Я имею в виду предложение перейти от слов к цифрам?
Skype: a_schabanow  31.0.1650.6331.0.1650.63

Xan

координатор

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.
 
RU Чyжой #02.01.2014 22:33  @SashaMaks#02.01.2014 21:39
+
-
edit
 

Чyжой

втянувшийся

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
 
RU SashaMaks #02.01.2014 23:00  @Чyжой#02.01.2014 22:33
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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:

SashaPro - Ракетная мастерская - PropeLant 2011

PropeLant 2011 (v1.1) Программа для расчёта твёрдого или жидкого ракетного топлива. На базе алгоритма PROPEP (Propellant Evaluation Program) Главная страница Скачать PropeLant 2011, 578КБ Программа является усовершенствованной версией известной программы PROPEP. Имеет полностью встроенный алгоритм в новой графической оболочке. Исходный текст переведён с ФОРТРАНа на язык высокого уровня программирования Delphi. Теперь программа поддерживается на всех платформах операционных систем Windows. Для работы в программе нет больше необходимости в отдельной установке. // Дальше — sashapro.rocketworkshop.net
 

Остальной софт ещё не готов, это по баллистике и новая версия PropeLant.
RU Чyжой #02.01.2014 23:01  @Non-conformist#02.01.2014 22:17
+
-1
-
edit
 

Чyжой

втянувшийся

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.
 
Это сообщение редактировалось 02.01.2014 в 23:16

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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.
UA Non-conformist #02.01.2014 23:34  @Чyжой#02.01.2014 23:01
+
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

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...
Skype: a_schabanow  31.0.1650.6331.0.1650.63
RU Чyжой #03.01.2014 03:36  @Non-conformist#02.01.2014 23:34
+
-1
-
edit
 

Чyжой

втянувшийся

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)
 
Это сообщение редактировалось 03.01.2014 в 03:53
RU SashaMaks #03.01.2014 03:59  @Чyжой#03.01.2014 03:36
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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.
RU Чyжой #03.01.2014 06:35  @Non-conformist#02.01.2014 16:25
+
-
edit
 

Чyжой

втянувшийся

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.
 
RU Чyжой #03.01.2014 06:52  @Voldemar#30.12.2013 17:28
+
-
edit
 

Чyжой

втянувшийся

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. (

Расчет трубы на прочность

Расчет трубы на прочность от действия давление выбор размеров трубы расчет толщины трубы // www.stresscalc.ru
 
 
Это сообщение редактировалось 03.01.2014 в 07:08
RU Чyжой #03.01.2014 06:53  @Voldemar#30.12.2013 17:28
+
-
edit
 
UA Non-conformist #03.01.2014 10:31  @Чyжой#03.01.2014 06:35
+
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

Чyжой> В общем и целом, если обобщать, то ... надо считать в каждом конкретном случае.
))
Skype: a_schabanow  
UA Non-conformist #03.01.2014 10:47  @Чyжой#03.01.2014 03:36
+
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

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"?
Skype: a_schabanow  
RU Чyжой #03.01.2014 11:25  @Non-conformist#03.01.2014 10:47
+
-
edit
 

Чyжой

втянувшийся

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?
 
Это сообщение редактировалось 03.01.2014 в 11:33
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
UA Non-conformist #03.01.2014 11:38  @Чyжой#03.01.2014 11:25
+
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

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.
Skype: a_schabanow  
1 167 168 169 170 171 227

в начало страницы | новое
 
Поиск
Поддержка
Поддержи форум!
ЯндексЯндекс. ДеньгиХочу такую же кнопку
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru