Споры с SashaPro

umbriel>> H = A*T + B
RocKI> слегка напрягает.

А - величина отрицательная.
А*T - потери высоты за счет поднимания вверх расходной массы.
Не поднимай топливо, вырабатывай как можно быстрее - выше поднимешься.

При работе с водяными ракетами, на удельной тяге 3...4 с, это обстоятельство сразу себя проявляет.
Потому что расходная масса (вода) в 4 раза превышает массу пустой ракеты (полтора литра воды и 350-граммовая ракета).

umbriel>> H = A*T + B
RocKI> Не проверял, но это уравнение слегка напрягает.

Проверь и напиши если не так, а так это флуд.

umbriel> Атмосферой пренебрегаем.

Если не пренебрегать атмосферой, то оказывается, что выгодно как можно быстрее разогнаться до скорости примерно 0,7 маха, и дальше её поддерживать. Говорили, что оптимальная скорость равна скорости установившегося падениия. Но нужен двухрежимный двигатель - сначала 10-20 "же", а потом тяга чуть больше веса - и, притом, желательно, чтоб она плавно уменьшалась.

umbriel> Для 450г начальной массы, 130г конечной(320г топлива) 100м/с УИ и 5 сек работы
umbriel> высота H ~412.8 м.

УИ 100 м/с - это несерьёзно. УИ должен быть хотя бы 500 м/с, у хороших карамельных движков он не меньше 900 м/с

umbriel> Можно доказать, что A всегда <0.

С учётом атмосферы у двигателя, действительно, есть оптимальное время работы - не нужно вылезать на сверхзвук... Если же ХС меньше, чем звуковая, то, действительно, оптимальным является мгновенный выстрел.

umbriel> Рекомендую всем проверить и поддаваться на сашину болтовню

НЕ поддаваться

Ракета, стартующая с малым ускорением, более зрелищна, но малое ускорение на старте оптимально только для ОЧЕНЬ больших ракет и больших УИ - и чем больше УИ, тем меньше оптимальное стартовое ускорение, при условии постоянства расхода (вакуумного УИ и вакуумной тяги).

Не забывайте, даже у Фау-2 тяга превосходила вес вдвое!

Андрей, ОЧЕНЬ большой ракете на атмосферу наплевать

umbriel>>> H = A*T + B
RocKI>> Не проверял, но это уравнение слегка напрягает.
umbriel> Проверь и напиши если не так, а так это флуд.

Ну, не совсем флуд. Даже если ты прав в выкладках, как всем известный теоретик от ракетомоделизма, я могу легко возразить против твоих выводов. Например, при Т=0 Мк=Мо, а значит и В=0 и Н=0.

RocKI> могу возразить ... Например, при Т=0 Мк=Мо, а значит и В=0 и Н=0.

Э-э-э, не-е-е, это передергивание уже много раз было.

При T=0 все топливо(расходная масса) находится в ракете. И она - на стартовом столе, никуда не улетела.
А вот если Т(время работы двигателя) СТРЕМИТСЯ к нулю - получим предельную высоту, 785,9 м по Umbriel'ю.

Разумеется, ускорение ракеты при этом стремится к бесконечности.
Жаль, что я не располагаю сейчас нужными роликами - сравнительные испытания с выбрасыванием 0,5 литра воды через сопло 21 мм за 0,1 с и через сопло 7 мм. за 1 с.

Umbriel'я проверяю потихоньку, но застрял на координате (высоте) - нет таблицы интегралов и провалы в памяти.

RocKI> Например, при Т=0 Мк=Мо, а значит и В=0 и Н=0.

Я считаю извращением в данном контексте писать lim T->0 вместо T=0, это и так всем понятно.

RocKI> ...как всем известный теоретик от ракетомоделизма...
RocKI> Даже если ты прав в выкладках... ...я могу легко возразить против твоих выводов.

Ckona> застрял на координате (высоте) - нет таблицы интегралов и провалы в памяти.

Можно поюзать например ватето: Wolfram Mathematica Online Integrator

Ckona>> провалы в памяти.
umbriel> поюзать ватето: Wolfram Mathematica Online Integrator

Во блин, гоблин ! век живи, век учись - а от провалов в памяти все равно не спасешься.

Спасибо !

RocKI>> могу возразить ... Например, при Т=0 Мк=Мо, а значит и В=0 и Н=0.
Ckona> Э-э-э, не-е-е, это передергивание

Это не я сказал: "при Т=0 Н=785,9м". Если уж Т стремитсяк 0, то именно стремится... А в формуле H = A*T + B напрягает именно то, что это фактически уравнение прямой, в котором нет и намека на "стремится".
Аккугатнее надо быть в "выгажениях", товагищи!

RocKI> А в формуле H = A*T + B напрягает именно то, что это фактически уравнение прямой

Какая же это прямая, ведь А и В - не константы, а трёхэтажные выражения.

Serge77> А и В - не константы, а трёхэтажные выражения

...ни одно из которых не зависит от времени работы двигателя Т.

Действительно. Тогда это должны быть а и в маленькие ;^))

RocKI>> А в формуле H = A*T + B напрягает именно то, что это фактически уравнение прямой
Serge77> Какая же это прямая, ведь А и В - не константы, а трёхэтажные выражения.

В том, то и дело, что при анализе высоты Н по umbriel-у, берутся фиксированные u, Мо и Мк. Т.е. фактически это прямая. И в таком контексте "стремление" Т к 0 не читается.

Ckona> Я тщательно проверил выкладки Umbriel'я
Ckona> и утверждаю, что они безошибочны.

Да, но они, если я ещё не совсем сдурел, прямо противоречат тому, что говорил Саша?

IvanV> Да, но они, если я ещё не совсем сдурел, прямо противоречат тому, что говорил Саша?

Нет, это Саша противоречит всему, что написано в любом учебнике.

Serge77> Ошибка SashaPro ... в свободной манере теоретизирования и расчётов. Считает ... , беря формулы и исходные данные как попало, и ошибается в принципе.

После повторения выкладок, опубликованных Umbriel'ем - мне нечего добавить к цитате Serge77

Квадратные это типо аргументы функций, а круглые - объединения...

umbriel>

umbriel, сказав А надо говорить Б. Добавь в силу влияние атмосферы и получим программу EzAlt. Для наших дозвуковых скоростей и небольших высот вполне можно взять Fатм=const*V² . Я прикинул, вроде вполне решабельно.

umbriel>>
RocKI> umbriel, сказав А надо говорить Б. Добавь в силу влияние атмосферы и получим программу EzAlt. Для наших дозвуковых скоростей и небольших высот вполне можно взять Fатм=const*V² . Я прикинул, вроде вполне решабельно.

Да он наверно ракеты с Луны собирается запускать
А вот мой расчёт, который я уже давненько забросил.
Сейчас пробежался по режимам с помощью программы и построил графики, весьма интересные...

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:

Расчёт сделан для 4-х УИ
100м/с
500м/с
1000м/с
1500м/с

Полная стартовая масса ракеты 450г
Масса топлива 320г
Площадь сопротивления 0,001590431 кв. м
Высота старта над уровнем моря 139м

Закон силы трения сделан в Flow Motion для простого цилиндрическо-конического корпуса

SashaPro> Сейчас пробежался по режимам с помощью программы и построил графики, весьма интересные...

SashaPro> Сейчас пробежался по режимам с помощью программы и построил графики, весьма интересные...

Для тебя это новость, а для всех давно известная информация, в том числе здесь уже несколько раз написанная.

SashaPro>> Сейчас пробежался по режимам с помощью программы и построил графики, весьма интересные...
Serge77> Для тебя это новость, а для всех давно известная информация, в том числе здесь уже несколько раз написанная.

Это не для "спора". Просто примерный расчёт двигателя на NH4NO3 с массой шашки 0.32 кг с использованием табличных данных для давлений, barning rate vs.P и динамического ранга Isp vs P. Данные взяты из G.Sutton "Rocket propulsion elements", Chapter 11. solid propellent rocket fundamentals. Цитировать не буду, поверьте на слово. Итак, топлива на основе AN обладают достаточно низкими тяговыми характеристиками. При давлениях от мин. 300 psi - 20 АТм до оптимального - 1000 psi - 70 АТм его Isp варьируется от 75 до 180 s. Скорость горения при этом от 1.3 мм/s до 1.8 мм/s. Попробуем, как наш герой, сделать design двигателя на минимально возможном давлении - 300 psi на Isp =75 с, и b.r. - 1.3 mm/s. Будем ориентироваться на калибр 50 мм. Тогда 0.32 гр. шашка будет иметь примерно следующую геометрию: Deхt.= 48 мм, длина - 55 х 2 сегм. =110 мм; диам. канала - 15 мм. Тогда толщина стенки шашки будет - 17 мм. А время горения - 13 с. Из значения Isp =75 s и зная массу шашки и время горения (апрокс. как время тяги) найдём значение тяги - Favg. = 18 N. А Ит будет 235 N*s. Также нам понадобиться диаметр критики Dt. Разделив Favg/ Cf х Pc = At. Из чего Dt определится как 3 мм. Стенки камеры, не забудьте, мы сделаем из 5 слоёв ватмана. Этих параметров вполне достаточно, чтобы в программе ezalt прикинуть нашу гипотетическую ракету, по капризу нашего героя, имеющую массу 0.45 кг. Определим её калибр, как всё те 5 см. На бортовые системы массы у нас не остаётся. Ведь на всё про всё мы имеем 130 г. А надо и стабилизаторы и обтекатель и крышки мотора и лаги в них уместить. Спасать не будем. В крайнем случае имеем крепкую голову.
Итак ракета. Назовём её "Красная Стена" (КС) (можете придумать свое название, если не нравится)
Калибра 5 см. Движок у нас по длине уложится в 130 мм (с плоским соплом из графита. 13 s всё-же). То есть центр масс такого тяжёлого хвоста будет на высоте средины стабилизатора...
На самом деле будет тяжеленько сконструировать аэродинамически стабильную ракету с таким распределеним масс. Не забудьте, что у нас осталось всего 100 г так как 30 г я всё же положил на крышки мотора. Ума не приложу, как мне уравновесить тяжёлый хвост в 350 г оставшимися 100 г. Как ни крути получается петарда. Однако гипотетически уравновесим хвост помещением 100 г в обтекатель и сделаем фюзеляж и конус из невесомого материала. Длина фюзеляжа будет примерно 1 м. Положим drag coef.=0.5.
И ezalt выдаёт следующие данные для КС: Без атм - 5000 м и V =257 m/s (subsonic rocket), burn out - 1679 m . С атм.: 1100 м и V= 227 m/s, burn out - 1543 m. Последняя величина показывает, что наша ракета начнёт падать с ещё работающим двигателем... Как видите, до границы атмосферы (цели нашего героя) ещё далековато.Ну, выводы уже сделаны, поэтому добавить тут нечего. Вольное обращение с "цифирками" приводит к абсурду. Engineering - штука тонкая. Сродни хирургии. То есть большинство разработок сводятся к стандартному расчёту. И волюнтаризм здесь приводит к бесцельной трате времени и средств.

Попинать Шурика скопом несложно, но при всем его волюнтаризме, работает он над темой, интересующей многих ракетчиков. По-моему, Noncomformist над этим работал, те же болгары с их суперкатализатором, да многие. Имею ввиду торцевик, который собственно и нужен чтобы работать приличное время с небольшой, но достаточной тягой. Значит это все таки не бесполезное занятие.