[image]

Конструкция ракет 2020

 
1 2 3 4 5 6 7 15
+
-
edit
 

Evgenij

втянувшийся
На сайте много типов конструкций ракет. Почти все эти конструкции, их идеи изготовления и сборки направлены на рекорды по высоте полета. Просмотрев такие пуски, я обратил внимание, что высоко скоростная ракета не обладает таким красивым стартом, как тяжелая и относительно медленная. Быстрая ракета очень быстро исчезает за облаками, почти не оставляя какого либо приятного впечатления и памяти об этом пуске. Свой первый проект у меня был основан на тяжелой ракете. Бросковое ее испытание я опубликовал. Результат меня удовлетворил. А по впечатлению этого пуска - он более красивый, чем многие опубликованные на сайте. Поэтому второй мой проект будет так же направлен на изготовление "тяжелой" ракеты. Но с учетом ошибок первого проекта. Основой первого проекта была такая конструкция двигателя и корпуса ракеты:
Прикреплённые файлы:
_DSC1009.JPG (скачать) [1750x1167, 787 кБ]
 
_DSC1018.JPG (скачать) [1750x1167, 717 кБ]
 
общий вид.jpg (скачать) [1200x800, 777 кБ]
 
 
   79.0.3945.11779.0.3945.117
Это сообщение редактировалось 10.01.2020 в 23:32

EG54

опытный

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 ?
   66

Evgenij

втянувшийся
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.
   79.0.3945.11779.0.3945.117
+
-
edit
 

Mihail66
mihail66

аксакал

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.
   79.0.3945.8879.0.3945.88
+
-
edit
 

Evgenij

втянувшийся
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.
   79.0.3945.11779.0.3945.117
+
-
edit
 

Mihail66
mihail66

аксакал

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.
   79.0.3945.8879.0.3945.88
+
-
edit
 

Evgenij

втянувшийся
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? :)
   79.0.3945.11779.0.3945.117
RU SashaMaks #13.01.2020 11:04  @Evgenij#13.01.2020 10:24
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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

Именно так! :D
Тяговооруженность = отношение тяги двигателя в [кГс] к стартовой массе ракеты, определяет её устойчивость при старте и в полёте.
   79.0.3945.11779.0.3945.117
LT Evgenij #13.01.2020 11:44  @SashaMaks#13.01.2020 11:04
+
-
edit
 

Evgenij

втянувшийся
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 ... :)
   79.0.3945.11779.0.3945.117
RU SashaMaks #13.01.2020 12:10  @Evgenij#13.01.2020 11:44
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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.
   79.0.3945.11779.0.3945.117
+
-
edit
 

Mihail66
mihail66

аксакал

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).
   79.0.3945.8879.0.3945.88
LT Evgenij #13.01.2020 13:05  @SashaMaks#13.01.2020 12:10
+
-
edit
 

Evgenij

втянувшийся
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 ...
   79.0.3945.11779.0.3945.117
RU SashaMaks #13.01.2020 14:05  @Evgenij#13.01.2020 13:05
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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.
   79.0.3945.11779.0.3945.117
+
-
edit
 

Mihail66
mihail66

аксакал

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.
   79.0.3945.8879.0.3945.88
Это сообщение редактировалось 13.01.2020 в 17:36
+
-
edit
 

Evgenij

втянувшийся
Mihail66> *Но все равно это соотношение около тройки крутится.
Понравилась ваша статистика. Есть о чем задуматься.
   79.0.3945.11779.0.3945.117
+
-
edit
 

Mihail66
mihail66

аксакал

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.
   79.0.3945.8879.0.3945.88
Это сообщение редактировалось 13.01.2020 в 19:07
+
-
edit
 

Evgenij

втянувшийся
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 ... :)
   79.0.3945.11779.0.3945.117
RU SashaMaks #13.01.2020 21:56  @Mihail66#13.01.2020 14:51
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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

Без КМС и ни туды и ни сюды :D
Было бы странно, если бы было как-то наоборот...
   79.0.3945.11779.0.3945.117
RU SashaMaks #13.01.2020 21:58  @Evgenij#13.01.2020 21:38
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

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.
   79.0.3945.11779.0.3945.117
+
-
edit
 

Mihail66
mihail66

аксакал

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.
   79.0.3945.8879.0.3945.88
Это сообщение редактировалось 13.01.2020 в 23:03
RU Mihail66 #13.01.2020 22:23  @SashaMaks#13.01.2020 21:56
+
-
edit
 

Mihail66
mihail66

аксакал

SashaMaks> Без КМС и ни туды и ни сюды :D
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.
   79.0.3945.8879.0.3945.88

EG54

опытный

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.
   66
+
-
edit
 

Evgenij

втянувшийся
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.
   79.0.3945.11779.0.3945.117
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
+
-
edit
 

Mihail66
mihail66

аксакал

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?
   79.0.3945.8879.0.3945.88
1 2 3 4 5 6 7 15

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru