[image]

Твердые ракетные топлива карамельного типа ХII

 
1 172 173 174 175 176 232
UA Non-conformist #04.01.2014 16:40  @Чyжой#04.01.2014 16:25
+
+1
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

Удельный импульс — Википедия

Уде́льный и́мпульс или уде́льная тя́га (англ. specific impulse) — показатель эффективности реактивного двигателя. Иногда оба термина используются как синонимы, имея в виду, что это, фактически, одна и та же характеристика. Удельная тяга применяется обычно во внутренней баллистике, в то время как удельный импульс — во внешней баллистике. Размерность удельного импульса есть размерность скорости, в системе единиц СИ это метр в секунду. Уде́льный и́мпульс — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом) топлива. // Дальше — ru.wikipedia.org
 
   
+
-
edit
 

Pashok

опытный

Pashok>> а програмке, которая вероятно всего просто под эти давления не расчитывалась, да и кучу ошибок содердит.
Чyжой> Почему все это не говорилось раньше?

Говорилось об этом еще в самом начале, ты читал не внимательно.

Твердые ракетные топлива карамельного типа ХII [Pashok#15.12.13 00:16]

… Это при 5-ти 10-ти атмосферах до 85-ти секунд, а не при двух. Ты ракеты делал? Вижу ты не осознаешь всего комплекса факторов влияющих на достижение ракетой больших скоростей, и реализации энергетического потенциала топлива. Тут матчасть надо учить и историю развития ракет и огнестрельного оружия, тогда многие веши для тебя станут на свои места. Программа не учитывает большого количества факторов, скорее всего потому, что она просто не писалась под такие давления, а ты этих факторов не…// Ракетомодельный
 
   7.07.0
+
-
edit
 

Pashok

опытный

SashaMaks> От куда данные?

Я ссылки приводил:

Super Loki Dart & Booster

In each case, the lower stage (the booster) provides a very rapid acceleration to about mach 5. Once the booster engine cuts off, the dart and booster separate and the dart continues to coast for about 2 minutes. The upper stage (the dart) carries the instrument payload and an ejection charge, but does not include additional propellant. Launch Weight: 68 lb Burnout Weight: 31 lb Instrument Dart Weight: 18 lb Booster Weight: 50 lb (A 4.5 lb ballast weight is added to the booster for launches near populated areas. // Дальше — www.phy.mtu.edu
 

У супер-локи время горения топливного заряда 2,1сек "Burn time: 2.1 seconds" при максимальной развиваемой скорости 5М (ок 1650м/сек). По локи данные потерялись куда то, там время работы движка ок 1,5сек от сюда и выводы, что у локи заряд выгорает на высоте не более 1500м у супер-локи может быть немного выше.
   7.07.0
+
-
edit
 

Pashok

опытный

Кстати, что характерно, заряд выгорает у супер локи на высоте до 2км, а бустер от дарта отваливается на высоте 10км, когда как раз плотность воздуха заметно падать начинает. До этого же момента они летят вместе, выходит не выгодно его отбрасывать раньше?
   7.07.0
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

Pashok> Кроме того у локи достаточно высокое массовое совершенство.

0,5 всего лишь получается. У моего двигателя 0,17-0,2. Со стабилизаторами и прочей ракетной неизбежностью будет где-то 0,25-0,35.
   26.026.0
+
-
edit
 

Pashok

опытный

Pashok>> Кроме того у локи достаточно высокое массовое совершенство.
SashaMaks> 0,5 всего лишь получается. У моего двигателя 0,17-0,2. Со стабилизаторами и прочей ракетной неизбежностью будет где-то 0,25-0,35.

Около 0,5, для типичных любительских ракет (твои не берем) это достаточно высокий показатель. Так и высота полета при весе ракеты 29кг и массе топлива заметно меньше 20кг в 90км согласись впечатляет.
   7.07.0
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

Pashok> До этого же момента они летят вместе, выходит не выгодно его отбрасывать раньше?

Без головной части будет где-то 70км вместо 90км. Весь выигрыш именно в большом удлинении корпуса носителя, ПХА топливе и габарите.
Прикреплённые файлы:
Super Loki.png (скачать) [971x951, 96 кБ]
 
 
   26.026.0
AR a_centaurus #04.01.2014 19:36  @SashaMaks#04.01.2014 05:39
+
+3
-
edit
 

a_centaurus

опытный

Чyжой>> ...но в конечном итоге стартовое ускорение ракеты с высоким давлением при прочих равных будет заметно выше. Вот и все, все просто.
SashaMaks> Да, нет, всё не так. Бумага и композиты - простые материалы, но не для всех. Общепопулярными в машиностроении вообще являются металлы, и те кто их используют чаще всего не могут ничего сделать из той же бумаги.

Они сошлись - вода и пламень! Балтасар Грасиан сказал:"имейте всего по два..."
Продолжаю записывать.
Кстати, утверждение: "рост давления в камере увеличивает стартовое ускорение" - абсолютно верно. Можно добавить: через характеристическую скорость - C*. Ещё добавка - уменьшение времени горения ведёт к уменьшению гравитационных потерь, но к росту структурной массы. С другой стороны, меньшее давление в камере (и меньшая температура процесса) ведёт к увеличению конденсированной фазы в реактивной струе, а значит и к снижению эффективности тяги.
Поэтому, можно сделать простое заключение: расчёт РДТТ для конкретной баллистической ракеты массы W и определяемых ТЗ ТТХ (например высоты апогея - H) начинается с задания основных параметров: ISp выбранного топлива (при заданном давлении - P и времени горения - t), массы топлива - w, оставленного ТЗ и определения средней тяги Favg на активном участке. Понятно, что тяга определяется из формулы Isp*w/t. Это стандартный алгоритм начала расчёта КОНКРЕТНОГО двигателя для КОНКРЕТНОЙ ракеты. Далее , для двигаетля, начинается выбор материалов, расчёт структурных элементов двигателя, шашки, сопла. А для ракеты (массы - W) начинается расчёт траектории с учётом угла вылета с пусковой. И вот тут-то расчётчик должен привязать процесс создания тяги к началу движения ракеты со стартовой позиции. Известно, что скорость схода (неуправляемой) ракеты с направляющей должна обеспечить её стабильность по курсу.
В ER эта мин. скорость определена как 13-15 м/с. Тогда выход на режим создания тяги должен быть сравнительно быстрым, чтобы не сжигать топливо на старте и обеспечить ракете стабилизированный полёт в плотной атмосфере. То-есть, давление не может быть произвольным. Это функция многих параметров системы ракета-движок. А в случае любительской ракеты - это ещё и элементарные персональные возможности. Нет доступа к металлам и композитам - делай камеру из бумаги. Или из трубы ПВЦ. Но тогда и ракета должна быть лёгкой и способной возить только самоё себя. На небольшие высоты. Собственно, по миру много людей делают свои движки из пластика или картона, летают на 200-300 м и не возводят ЭТО в ранг сектанства (не религии), считая людей из индустрии дураками, потому что они не делают Space Shuttle или Союз из бумаги и желудей.
   11.011.0
+
+2
-
edit
 

LEVSHA

опытный

SashaMaks> Общепопулярными в машиностроении вообще являются металлы, и те кто их используют чаще всего не могут ничего сделать из той же бумаги. Получается технологическое противостояние: металл-не металл. И самый главный аргумент у металлистов тут именно давление и пусть хоть немного, но больший в абсолюте УИ. Вот, смотрите, как металл крут, а бумага - г..вно.
Зачем глупости пишешь. Выбрал бумагу ну и хорошо но зачем свой выбор так лоббировать.
Бумажный корпус это одно, а металлический совсем другое – первый безопасный, а второй многоразовый.
Да и вообще не зарекайся ты сначала и стенд и пусковую установку бумажную делал, а потом наигрался.
   8.08.0
+
+1
-
edit
 

LEVSHA

опытный

SashaMaks> 0,5 всего лишь получается. У моего двигателя 0,17-0,2.
Понимаешь у них статистика по успешно отработавшим двигателям лучше. :D
   8.08.0
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

LEVSHA> Зачем глупости пишешь. Выбрал бумагу ну и хорошо но зачем свой выбор так лоббировать.

Я глупости не пишу. И бумагу не лоббирую. Это ты так пишешь. Вводишь новое своё условие в мой текст, чтобы потом можно было написать:

LEVSHA> Да и вообще не зарекайся ты сначала и стенд и пусковую установку бумажную делал, а потом наигрался.
   26.026.0
RU SashaMaks #04.01.2014 22:21  @SashaMaks#04.01.2014 17:22
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

SashaMaks> Без головной части будет где-то 70км вместо 90км. Весь выигрыш именно в большом удлинении корпуса носителя, ПХА топливе и габарите.

Ну а теперь попробуем проследить при этом, как будут меняться характеристики полёта данной ракеты при следующих 4-х условиях:
1. Уменьшение Удлинения в 2 раза;
2. Уменьшение УИ в 2 раза;
3. Уменьшение Габарита в 2 раза;
4. Уменьшение Давления в 2 раза.

1. Уменьшение Удлинения в 2 раза:
Прикреплённые файлы:
 
   26.026.0
RU SashaMaks #04.01.2014 22:24  @SashaMaks#04.01.2014 22:21
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

SashaMaks> 2. Уменьшение УИ в 2 раза;
Прикреплённые файлы:
 
   26.026.0
RU SashaMaks #04.01.2014 22:24  @SashaMaks#04.01.2014 22:21
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

SashaMaks> 3. Уменьшение Габарита в 2 раза;
Прикреплённые файлы:
 
   26.026.0
RU SashaMaks #04.01.2014 22:25  @SashaMaks#04.01.2014 22:21
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

SashaMaks> 4. Уменьшение Давления в 2 раза.
Прикреплённые файлы:
 
   26.026.0
RU SashaMaks #04.01.2014 23:02  @SashaMaks#04.01.2014 22:25
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

SashaMaks>> 4. Уменьшение Давления в 2 раза.

Но! При таком большом удлинении двигателя, когда диаметр канала равен критическому диаметру сопла, становится понятно, что сделать давление меньше, чем 100атм не получилось.
Итого потери на высоту от уменьшения удлинения составляют почти 300%, а потери на высоту от повышения давления с 50атм до 100атм только 35%. Поэтому выгоднее было сделать большее давление 100атм при заданном удлинении, чем 50атм при почти вдвое меньшем удлинении. Или же давление 100атм было неизбежной необходимостью, чтобы обеспечить большее удлинение двигателя, чтобы несмотря на потери высоты от увеличения давления, получить значительно больший выигрыш по высоте от увеличения удлинения.
   26.026.0
RU Чyжой #05.01.2014 00:30  @a_centaurus#04.01.2014 19:36
+
-
edit
 

Чyжой

втянувшийся

.
a_centaurus> С другой стороны, меньшее давление в камере (и меньшая температура процесса) ведёт к увеличению конденсированной фазы в реактивной струе, а значит и к снижению эффективности тяги.

Все это численно отражено с кривой УИ от давления, потери не велики, во всяком случае для карамели, и как правило перекрываются меньшим весом ракеты.
А вообще я все это уже говорил, только в менее пространной и более краткой форме.
Может звучало не столь научно, но понятно.
Че теперь-то уж тереть, все это надо было говорить раньше, пока я я сам не натолкнул общественность на правильный ответ. Теперь-то все умные... Задним числом.
   
UA Non-conformist #05.01.2014 00:30  @Чyжой#04.01.2014 16:25
+
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

Чyжой> ... УИ не единственный фактор топлива, определяющий летные характеристики.
УИ - не просто "фактор топлива", а показатель эффективности использования данного топлива в данном моторе. Или просто-коротко - эффективность (качество) данного РДТТ. Ракеты могут иметь разное назначение; высотные ракеты могут отрабатывать разные схемы преодоления атмосферы, однако их конструкторы ВСЕГДА будут стремиться обеспечить максимально возможный УИ их моторов. Другими словами, регулировать подбором УИ мотора скорость прохода плотных слоёв атмосферы, например - в экономическом смысле примерно то же самое, что регулировать зимой температуру в помещении путём распахивания окон и дверей.

УИ - это достаточно информативный показатель КАЧЕСТВА, ЭФФЕКТИВНОСТИ системы "воспламенение - топливо - КС - сопло". Но БЕССМЫСЛЕННО сравнивать УИ моторов, использующих различные топлива и/или конструкционные материалы. В то же время весьма показательно сравнивать УИ однотипных моторов (одной ценовой категории). Хотя и такое сравнение УИ не будет истиной в последней инстанции; пример - сравнение первых ступеней Н-1 и Сатурна-5.

Слишком много критериев - от доступности материалов и эстетических предпочтений (бумага на жидком стекле vs цельномотанный углепластиковый кокон) и аж до политической конъюнктуры - чтобы всё сводить к одному, пусть даже весьма показательному, параметру...
   31.0.1650.6331.0.1650.63
+
-
edit
 

Чyжой

втянувшийся

Pashok> Удельный - скорость. Не совсем корректно выразился, звиняйте. Имел ввиду произведение тяги на ее время обеспечивает определенную скорость снаряду,

Без учета массы? Ну-ну...

Pashok> скорость же снаряда в квадрате помноженная на его массу есть его энергия - импульс. Суть одна.

А при чем тут импульс снаряда, если мы говорим о топливе?
Суть как раз разная. СИ не учитывает массу, а значит ничего не говорит об энерговооружености ракеты.
Теперь понимаю, почему меня так долго никто не слышал... Если путать СИ с УИ, а потом доказывать, что это одно и тоже...
   
Это сообщение редактировалось 05.01.2014 в 00:52
UA Non-conformist #05.01.2014 00:51  @Чyжой#05.01.2014 00:44
+
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

Зато ты, похоже, готов "уделять" всё на свете. Уже и ракету уделил.

Тут у нас на работе как-то посчитали, что "удельная зарплата" местных уборщиц примерно в полтора раза превышает оную проходчика в угольном забое успешной шахты. Поделили, понимаешь, зарплату уборщицы за месяц, на время её фактического-полезного труда, приходящегося на этот же месяц (по наблюдениям вышло примерно по тридцать минут в день, с утречка-бодрячка). И получили - интересный результат... о_0
   31.0.1650.6331.0.1650.63
RU SashaMaks #05.01.2014 00:55  @Non-conformist#05.01.2014 00:51
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

Non-conformist> И получили - интересный результат... о_0

Это моральная компенсация за унизительный труд :D
   26.026.0
RU Чyжой #05.01.2014 01:01  @Non-conformist#05.01.2014 00:30
+
-
edit
 

Чyжой

втянувшийся

Чyжой>> однако их конструкторы ВСЕГДА будут стремиться обеспечить максимально возможный УИ их моторов.
Это какой-то п....ц... То есть ты считаешь, что максимальный УИ автоматически означает максимальные летные характеристики ракеты? Если да, то ты заблуждаешься, если нет, то к чему ты все это тогда пишешь?
Для сведения: масимальным УИ обладают ионные двигатели, почему Сатурны не летают на них, хотя там УИ на порядки выше?
Блин, я думал тут народ грамотный, которому не надо объяснять буквально все - и что такое УИ, и что такое УИ ракеты, и чем они отличаются от СИ, и что наряду с УИ важна, а во многих случах важнее максимальная тяга, и что это не одно и тоже, и что увеличение давления не ведет автоматически к увеличению энерговооруженности ракеты, и многое другое...
   
Это сообщение редактировалось 05.01.2014 в 01:13
+
+1
-
edit
 

Pashok

опытный

SashaMaks>>> 4. Уменьшение Давления в 2 раза.
SashaMaks> Но! При таком большом удлинении двигателя, когда диаметр канала равен критическому диаметру сопла, становится понятно, что сделать давление меньше, чем 100атм не получилось.

Т.е. Они не смогли закинуть ракету повыше только потому, что не смогли снизить давление? И ты это тут так уверенно пишешь, как будто учавствовал в создании этой ракеты. Все расчитал))

А теперь информация для размышления, так просто.
Длинна бустера супер-локи 6,5 футов - 195см
Длинна топливного заряда судя по чертежу 169см, диаметр канала 3,8см, от сюда длинна канала 169см, его диаметр 3,8 - не сложно подсчитать, что КН при этом равен 178, так как диаметр канала равен диаметру критики. Так вот Саша, что бы получить давление за 100атм при таком КН на топливе на ПХА и обычной связке типа полиуретана надо туда еще и катализаторов ввести. При таком КН они легко могли получить хоть 25 атм, если бы это им было надо. Рецептур топлив на ПХА в промышленности с разными скоростями горения великое множество, под все задачи, давления и КН придуманы.
   7.07.0
Это сообщение редактировалось 05.01.2014 в 10:59
UA Non-conformist #05.01.2014 01:15  @Чyжой#05.01.2014 01:01
+
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

Чyжой> Для сведения: максимальным УИ обладают ионные двигатели, почему Сатурны не летают на них, хотя там УИ на порядки выше?
Для сведения: ионные моторы развивают, как бы это выразиться, крайне недостаточную тягу для преодоления земного притяжения (набора первой космической скорости). Поэтому и используются они сугубо в своей специфической нише (ориентация, межпланетные дела).

Ты всё норовишь уйти в демагогию, непонятно зачем. Ведь очевидно, что всяк предмет может быть применён с максимальной эффективностью только тогда, когда он используется по назначению. Но ты, тем не менее, вынуждаешь оппонента доказывать тебе эти очевидные положения. Чего ты добиваешься?
   31.0.1650.6331.0.1650.63
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)

CRC

втянувшийся

Чyжой> А при чем тут импульс снаряда, если мы говорим о топливе?
Чyжой> Суть как раз разная. СИ не учитывает массу, а значит ничего не говорит об энерговооружености ракеты.

Ну уж нет!! СИ->I = F*t = M*Ve (H*s, или же kg*m/s, что одно и тоже)

где F средняя тяга в ньютонах
t - время работы двигателя в секундах
M - масса топлива, кг
Ve - скорость истечения м/с

Почему? да потому что тяга, создаваемая двигателем определяется формулой F = Mt*Ve, где
Mt это удельный расход топлива M/t. Это в чистом виде второй закон Ньютона:


из которого напрямую находится импульс, полученный газами, и по закону сохранения противоимпульс, полученный ракетой. Отсюда легко переходим к энергии, о которой говорил Pashok.

Намного удобнее пользоваться понятием скорость истечения, чем лукавым удельный импульс, выраженный в секундах, а не в м/с. Но и между ними есть прямая связь J = Ve/g , где g = 9,81 м/с2
Чyжой> Теперь понимаю, почему меня так долго никто не слышал... Если путать СИ с УИ, а потом доказывать, что это одно и тоже...

Странно, почему бы не сказать никто не понимал (не хотел, не мог, делал вид, итд итп.), вместо никто не слышал...
   6.0.475.16.0.475.1
Это сообщение редактировалось 05.01.2014 в 01:24
1 172 173 174 175 176 232

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