БРЭО и АПП ракет среднего калибра

RSR13>> А какая будет максимальная высота ?
RSR13>> Я подставил данные в программу , присланную мне Олегом Лазутченко.
RSR13>> Сх=0.3 , площадь сечения 1 кв.м. , УИ в атмосфере 260 , в вакууме 310.
RSR13>> Конечная масса 185 кг. Тяга 10 Кн.
RSR13>> Результаты в зависимости от начальной массы :
RSR13>> 1. 285 кг = 6.2 км
RSR13>> 2. 385 кг = 15 км
RSR13>> 3. 485 кг = 34 км
RSR13>> 4. 585 кг = 86 км
RSR13>> Получается , что значительно можно подняться при сжигании от 300 до 400 кг топлива. А сколько у нас в баки влезет ?
А.С.> Ты очень сильно завысил мидель. Если брать ракету из шести 36-литровых шар-баллонов, как я рассказывал, то у неё диаметр 43 см и площадь миделя, соответственно, 0,145 м2, т.е., в семь раз меньше, чем ты посчитал (и аэродинамическое сопротивление, соответственно). В неё влазит перекиси 190 кг и керосина 27 кг (плюс ещё 25 кг жидкого азота, но он остаётся в ракете и входит в конечную массу). Итого 217 кг топлива всего :), начальная масса 405 кг
А.С.> Но и УИ ты сильно завысил. При 85% перекиси у однотонника УИ у земли больше, чем на 220 (а реальнее, 210), и в вакууме, соответственно, 245 секунд.
А.С.> И тягу ты занизил Ты 10 кН у земли брал или в вакууме?
А.С.> Короче, пересчитывай всё заново [»]


Согласен ! Я брал площадь сечения 1 кв.метр.
С тягой проще , я её брал 10 Кн , но в зависимости от высоты плавно менялся импульс. Хотя если у нас 1 тонна на земле будет , то параметры в вакууме станут лучше

При сечении 0,145 и с учетом тяги 1 тонна на земле , всё круче:)

285 кг начальной массы = 20,4 км
385=86 км
485=197 км
585=308 км.
Можно лететь

С начальным весом 405 и конечным 185 улетаем на 106 км. За вычетом индуктивного сопротивления , которое программа , не считает .
Вторая ступень с видеокамерой не помешала бы

>>С тягой проще , я её брал 10 Кн , но в зависимости от высоты плавно менялся импульс.
CaRRibeaN> Вообще говоря, поскольку в миниморуме фиксирован расход, то с ростом импульса будет расти и тяга. [»]

Именно. А, поскольку при этом гравитационные потери уменьшаются немного, то и максимальная высота подъёма увеличивается. Вот я и говорю, что тяга занижена

В проект была заложена тяга 10 кН у земли. В вакууме даже просто за счёт противодавления будет на 1,3 кН больше.

Реально из-за ошибки проектирования, при получении проектного УИ тяга составит 11 кН. Дополнительно из-за погрешностей изготовления и других причин, площадь критического сечения выходит минимум на 10%, максимум на 20% больше проектной, что, при попытке сохранить давление в камере, увеличивая расход, приведёт к соответствующему увеличению тяги.

В общем, при расходе 5,5 кг/с и УИ 210 с получается тяга 1155 кГ, т.е. 11,3 кН у земли... Это, конечно, если мы выйдем на 210 секунд у земли...

Но всё это как-то здесь оффтопик...

CaRRibeaN> А как застабилизировать первую ступень в апогее для пуска второй? Или сделать трехосевой датчик положения и отстрелить вторую ступень в подходящий момент что ли? [»]

Это ты про Сашкин проект с первой ступенью, взлетающей вертикально, и второй - горизонтально?

Вообще-то, при обычном управлении углом тангажа, я бы ориентировался на горячее разделение. Полугорячее нам не подходит, если у нас рулевые двигатели установлены жёстко, и включаются только при необходимости - они не создают продольной компоненты.

Т.е. двигатель второй ступени включается одновременно с отсечкой первой, и должен выйти на режим, до того, как тяга первой упадёт до нуля. Когда двигатель второй ступени наберёт 75% номинала, можно отстреливать первую.

Но трёхосный датчик положения нужен всё равно

Jerard> Гироскопы:
Jerard> http://www.platan.ru/cgi-bin/qwery_i.pl?code=%E3%E8%F0%EE%F1%EA%EE%EF Описание: http://www.platan.ru/pdf/1dist/murata/S42E2.PDF

Как раз это у меня и есть, грубоват датчик.

Jerard> http://www.elpapiezo.ru/giroskop.shtml

Вообще не тот диапазон.

Jerard> Лазерный: http://www.polyus.msk.ru/RU/lgru.html
Jerard> Вот тут тоже, но это уже для серьезных дядей...
Jerard> http://www.airshow.ru/expo/309/prod_1741_r.htm
Jerard> Надеюсь эта инфа тоже будет полезной [»]

Посмотрим

Jerard> Вот еще какие-то:
Jerard> http://www.icmicro.ru/goodsspr13075.html
Jerard> http://www.analog.com/en/prod/0%2C2877%2CADXRS300%2C00.html Описание. [»]

Кто бы мне подарил штучку на пробу! Вроде как он раза в три-четыре поточнее мюратовского будет. Но увы.

Jerard> А если забацать несколько гириков мюратовских и термостатирование? [»]

Это я и называю "как следует потрахаться" ©.

[quote|pokos, 11.11.2005 13:26:48:]
А.С.> Вывод - твердотельные акселерометры фирмы Analog Devices имеют вполне достаточную точность для "любительских" орбитальных запусков, в отличие от твердотельных гироскопов той же фирмы...
Андрей, шум-то, оно, конечно хорошо, а с дрейфом нуля и нелинейностью как дела?

[/quote]

Нелинейность типовая - 0,2%, дрейф нуля от температуры - два миллиже на градус, зависимость чувствительности от температуры - 0,5% по всему температурному диапазону.

Допустим, разница между точками 1 же и 2 же составляет 0,2%, т.е. фактические значения ускорения отличаются на 2 см/с^2. Ошибка в определении ускорения на 2 см/с² за время порядка 10-15 секунд (постоянная времени колебаний системы стабилизации центра масс) приведёт к ошибке в определении боковой или нормальной скорости в 20-30 см/с и координаты на 1-2 метра. При этом ракета, двигаясь со скоростью в 500 м/с пройдет за это же время по траектории 5 км

Дрейф нуля от температуры вносит большую погрешность, но ещё большую - взаимная чувствительность осей. Но даже с учётом всего за два миллирадиана итоговой расходимости мы вряд ли выйдем.

Хорошо, я согласен на пять миллирадиан. При этом при длине активного участка 500 км высота точки бросания может отклониться из-за погрешности системы стабилизации центра масс на 2,5 километра. Высота перигея изменится примерно на столько же.

Вот если бы гироскопы нам дали те же два миллирадиана (одну десятую градуса) за время активного участка!

[quote|pokos, 11.11.2005 14:15:12:]
А.С.> Хорошо, я согласен на пять миллирадиан. При этом при длине активного участка 500 км высота точки бросания может отклониться из-за погрешности системы стабилизации центра масс на 2,5 километра. Высота перигея изменится примерно на столько же.
Гут. Ещё вопрос, момент отсечки тяги по каким параметрам будет определяться? Или пока топливо не догорит?



[/quote]

Ну, по ADXL210, который будет мерять продольное ускорение - см. выше. Вот там ошибочка выходит покритичнее, но тоже не смертельно - если всё будет, как по теории, то средняя ошибка определения скорости составит 7-8 м/с и разброс высоты апогея 20-25 км. Правда, пиковые разбросы могут быть раза в три больше.

Прошло четыре года...
Для измерения бокового и нормального ускорений у меня теперь есть на выбор ADIS16201 и ADIS16209, для измерения угловых скоростей - три ADIS16251. Я даже исследовал зависимость их чувствительности к линейному ускорению от положения осей. Но всё равно ключевым датчиком ориентации остаётся солнечный, который должен скомпенсировать ошибку гироскопов, которая, к сожалению, за прошедшие четыре года почти не уменьшилась и всё ещё чересчур велика для выхода на орбиту
Хотя, конечно, есть ADIS16405 с магнитометрами... Правда, его всё равно придётся дополнить датчиком бокового и нормального ускорений, его акселерометры в 10 раз грубее

С другой стороны, у японцев на Mu-3S вообще не было инерциального управления, только радиокомандное. Но мне почему-то не хочется рассматривать этот вариант