Конструкция ракет 2020

Evgenij> проект будет так же направлен на изготовление "тяжелой" ракеты.

Насколько "тяжело" отношение полной массы ракеты к массе чистого топлива, чтобы считать, что она тяжела к топливу,и будет относительно медленно взлетать ?

EG54> Насколько "тяжело" отношение полной массы ракеты к массе чистого топлива, ...?
У меня получилось отношение 9,5 ...
Но про "тяжелую" ракету я сказал образно. Не знаю, есть ли определения такого названия.

Evgenij> У меня получилось отношение 9,5 ...
А это вполне нормальное отношение тяги к массе. У модельных ракеток на МРД-шках оно примерно такое и есть.

Mihail66> А это вполне нормальное отношение тяги к массе.
Начав работу над вторым проектом, я уже сейчас могу рассчитать это соотношение для новой своей ракеты. Уменьшаю вес сопла на 100 г. (замена с нержавейки на дюраль), увеличиваю массу топлива на 90 г. Вес пустой топливной камеры (труба с заглушкой) увеличивается на 80 г. (увеличение длины), а общий вес заправленной ракеты становиться 2300 г. Соотношение ракета/топливо становиться 7,2 ...
Может быть, именно это число будет оптимальным?
Но при окончательной сборке возможна небольшая его коррекция.

Evgenij> ...Соотношение ракета/топливо становиться 7,2 ...

Ты считай соотношение тяги к взлетной массе, этот показатель на много понятней.
А "ракета/топливо" это не о чем.

Mihail66> А "ракета/топливо" это не о чем.

Меня пользователь (смотрите выше) спросил: "Насколько "тяжело" отношение полной массы ракеты к массе чистого топлива, чтобы считать, что она тяжела к топливу,и будет относительно медленно взлетать ?"
Так я ему ответил, и мысль эта стала развиваться в неправильном русле?

Evgenij> Так я ему ответил, и мысль эта стала развиваться в неправильном русле?

Именно так!
Тяговооруженность = отношение тяги двигателя в [кГс] к стартовой массе ракеты, определяет её устойчивость при старте и в полёте.

SashaMaks> Тяговооруженность = отношение тяги двигателя в [кГс] к стартовой массе ракеты, определяет её устойчивость при старте и в полёте.
Тогда можно ли утвердить мысль, что вес топлива при конечном расчете тяговооруженности почти не имеет значения? Он косвенно (еще ранее, при расчете тяги) входит в такой расчет?
Спасибо вам за наставление (направление) на путь истины ...

Evgenij> Тогда можно ли утвердить мысль, что вес топлива при конечном расчете тяговооруженности почти не имеет значения? Он косвенно (еще ранее, при расчете тяги) входит в такой расчет?

Масса топлива является одной из составляющих массы ракеты. Критичны именно начальные (стартовые) значения, когда масса топлива максимальная, то тяговооруженность минимальна, а ракете нужно быть максимально устойчивой именно при старте, но это не всегда возможно, поэтому есть некий минимум. Так тяговооруженность в 3-4 ед. уже позволяет ровно стартовать, если имеется достаточный запас аэродинамической устойчивости для ракеты и нет отклонений вектора тяги у двигателя, ну и ветер не сильно дует в бок.

Когда масса топлива мала по сравнению с массой ракеты или в разы меньше, то имеет смысл применять двигатели с повышенной мощностью работы, т.е. с малым временем работы и с относительно большой тягой.

Evgenij> ... Он косвенно (еще ранее, при расчете тяги) входит в такой расчет?

Входит.
Но главным образом топливо это отбрасываемая масса, и от ее величины зависит масса ракеты после остановки двигателя, что в конечном счете задает динамику инерциальному полету ракеты до апогея (если одноступка).

SashaMaks> Когда масса топлива мала по сравнению с массой ракеты или в разы меньше, то имеет смысл применять двигатели с повышенной мощностью работы, т.е. с малым временем работы и с относительно большой тягой.
Не совсем понял про "разы". Карамель, сорбит - для них какое оптимальное соотношение к массе ракеты? Интересно узнать размерность "разов". Это единицы, или ближе к десятке? У меня получается на планируемой ракете 7. Это норма или уже надо подсыпать алюминий в сорбит? Вопрос чисто по вашей практике, а мне на применение ...

Evgenij> Не совсем понял про "разы". Карамель, сорбит - для них какое оптимальное соотношение к массе ракеты? Это норма или уже надо подсыпать алюминий в сорбит?

Это надо считать для каждой конкретной ракеты, а для этого нужен графит тяги двигателя, исходные масса топлива и ракеты, площадь миделя, аэродинамический коэффициент сопротивления для ракеты в зависимости от скорости обтекания.

Evgenij> Не совсем понял про "разы". Карамель, сорбит - для них какое оптимальное соотношение к массе ракеты? Интересно узнать размерность "разов".

Для сорбитовой ракетки с Сх-0,5 на дозвуке это примерно 3. Т.е. полная масса ракеты в 3 раза тяжелее топлива (или около этого).

---

Сейчас реальные цифры посмотрел.
На проекте П32 масса карамели 153г, а взлетная масса 545г. Выходит 545/153=3,56.
На проекте П50 масса карамели 488г, а взлетная масса 1575г. Выходит 1575/488=3,23.
На проекте П63 масса карамели 1632г, взлетная 4250г. Получается 4250/1632=2,6.
Интересная картина нарисовалась. Чем тяжелее ракета, тем меньше у нее M/m.
*Но все равно это соотношение около тройки крутится.

Mihail66> *Но все равно это соотношение около тройки крутится.
Понравилась ваша статистика. Есть о чем задуматься.

Mihail66>> *Но все равно это соотношение около тройки крутится.
Evgenij> Понравилась ваша статистика. Есть о чем задуматься.
Ну тут разброс скорей всего из-за разных значений Сх, и к тому же у П63 есть участок на сверхзвуке.
Так что эта статистика не очень статистическая. А вот что около тройки, то это я давненько заметил.
*Но это только для сорбитовой карамели так, для топлив с высоким УИ значение М/m будет больше.

Mihail66> ... для топлив с высоким УИ значение М/m будет больше.
Простите, я не совсем понял эту формулу и вывод по ней. Как я правильно понимаю, значение M - это взлетная масса ракеты. Значение m - это масса топлива. Как в этой формуле отражается тип топлива и удельный импульс двигателя? Скорее всего, данная формула характеризует какой то конструктивный параметр ракеты, который косвенным образом дает конструктору вывод о замене (или не замене) типа топлива на более эффективное. Но тяговые характеристики, характеристики тяговооруженности ракеты формула не отражает. Скорее всего, эта формула может подсказать, какой будет удельный импульс, возрастет ли он при уменьшении веса ракеты и увеличения массы топлива, или наоборот, уменьшится ли УИ, если мы всю ракету сделаем "железной" по сравнению с первым вариантом - корпусом из углепластика. Эта формула работает только при сравнении каких либо двух реальных конструкций ракеты. Как одиночная - она практической информации не дает. Типа катализатора умственных размышлений. Нет размышлений - формула мертва.
Чего то я разговорился ...

Mihail66> Интересная картина нарисовалась. Чем тяжелее ракета, тем меньше у нее M/m.

Без КМС и ни туды и ни сюды
Было бы странно, если бы было как-то наоборот...

Evgenij> Как одиночная - она практической информации не дает.

Она даёт сигнал о том, что надо проверить, а не слишком ли тяжела масса ракеты по отношению к топливу в ней, ведь всегда нужно помнить, что всё, что летает не может быть бесконечно тяжелым.

Mihail66>> ... для топлив с высоким УИ значение М/m будет больше.
Evgenij> Простите, я не совсем понял эту формулу и вывод по ней.

Это соотношение (M/m~3) привязано исключительно к сорбитовой карамели для небольших ракеток массой до 10кг, и никакой информации об УИ и тяге она не несет в принципе. Если будет другое топливо, с другим УИ, то и цифры эти будут совершенно другими. Неизменным останется лишь одно, чем больше ракета, тем меньше получается это соотношение. А другими словами, при масштабировании двигателя в большую сторону, его тяговооруженость (тяга/масса) падает, причем обратно пропорционально увеличению линейных размеров.

SashaMaks> Без КМС и ни туды и ни сюды
SashaMaks> Было бы странно, если бы было как-то наоборот...

Ну как-бы КМС здесь присутствует только от части. Все эти проекты были специально нагружены "бесполезной" массой, которая сожрала весь КМС.

Evgenij> Меня пользователь (смотрите выше) спросил: [i]"Насколько "тяжело"

Относись к моим сообщениям проще. Я такой же новичок как и ты. Революционный псевдоним "опытный" к этому форуму не имеет отношения.

Mihail66> Это соотношение (M/m~3) привязано исключительно к сорбитовой карамели для небольших ракеток массой до 10кг ...
Получается, что если у меня сорбитовый РДТТ, а указанное выше соотношение масс ракеты и топлива равно (приблизительно) 7, то вывод какой на продолжение работ и их коррекцию? Уменьшать вес ракеты, оставляя неизменным массу топлива (ибо двигатель в наличии и заполнен топливом, другого на данный момент нет). Но конструкция - корпус из картона, парашют сшит, уменьшая его диаметр эффекта не получим. Далее, батарея аккумуляторов - возможна замена на "Крону". Здесь есть шанс скинуть 100 г. Удаление БРЭО ничего не даст, если оставить только датчик УФ. Вот и весь предел решений на уменьшение M/m. Отсюда вывод - для данной конструкции ракеты нужно увеличивать мощность двигателя за счет увеличения диаметра камеры топливных шашек. Правильный вывод?
Но все это отношу к цели - достижению рекорда по высоте. А для простого пуска на 200 метров конструкция пригодна и не является ущербной.

Evgenij> Отсюда вывод - для данной конструкции ракеты нужно увеличивать мощность двигателя за счет увеличения диаметра камеры топливных шашек. Правильный вывод?
Увеличением только лишь диаметра, ты увеличишь время работы двигателя. Прирост мощности будет незначительный. А дополнительный объем топлива прибавит дополнительную массу, что может еще сильней сказаться на динамике взлета. Для увеличения мощности (тяги) нужно увеличивать и диаметр и длину (масштабировать).

Evgenij> Но все это отношу к цели - достижению рекорда по высоте. А для простого пуска на 200 метров конструкция пригодна и не является ущербной.
А если речь идет о полетах на 200м, то можно будет увеличением длины обойтись.
Но полеты станут скоротечными и потеряют зрелищность, к которой ты стремишься.

Может ничего не нужно менять, а поработать над стабилизацией?