-
/1247591-0002-001-pervyj-iskusstvennyj-sputnik-zemli.png)
Оценки характеристической скорости
Теги:
Streamflow
Около месяца назад мне с помощью Дмитрия В. пришлось разбираться в том, каковы могут быть потери на противодавление у ракет-носителей при выходе на низкую околоземную орбиту Одноразовые vs многоразовые Раз уж я занялся эти делом, то решил довести его до конца и на основе этого подхода разработать приближённую теорию, позволяющую прогнозировать все потери и, соответственно, характеристическую скорость выхода на орбиту. Эта теория изложена в прикреплённом файле. Те, кого это интересует, могут её прочитать и высказать здесь свои соображения.
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
Это сообщение редактировалось 17.04.2008 в 21:35
инфо
инструменты
Спасибо, скачал, буду читать.
Send evil to GULAG!
Позабытые стынут колодцы,
Выцвел вереск на мили окрест,
И смотрю я, как катится солнце
По холодному склону небес,
Теряя остатки тепла.
Хелависа
Выцвел вереск на мили окрест,
И смотрю я, как катится солнце
По холодному склону небес,
Теряя остатки тепла.
Хелависа
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
Знаете, Streamflow, когда я впервые услышал этого "Дракона", я почему-то подумал про вас и ваш "Star Liner". 
По теме:
"В качестве характерной высоты траектории, при разгоне до которой используется прямая оценка гравитационных потерь, примем высоту h* = 12.75 км. При выходе на эту высоту траектория ракеты-носителя, как правило, еще мало отличается от вертикальной, поэтому оценки параметров траектории ракеты и гравитационных потерь просты."
Вы не правы, не могу привести точные данные, но для РН Союз на этой высоте траектория уже существенно отличается от вертикальной. Это и понятно - бывшая МБР как-никак.
Попробую уточнить данные.
По теме:
"В качестве характерной высоты траектории, при разгоне до которой используется прямая оценка гравитационных потерь, примем высоту h* = 12.75 км. При выходе на эту высоту траектория ракеты-носителя, как правило, еще мало отличается от вертикальной, поэтому оценки параметров траектории ракеты и гравитационных потерь просты."
Вы не правы, не могу привести точные данные, но для РН Союз на этой высоте траектория уже существенно отличается от вертикальной. Это и понятно - бывшая МБР как-никак.
Попробую уточнить данные.
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!"
М. Сандлер
( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)
Бродяга> Знаете, Streamflow, когда я впервые услышал этого "Дракона", я почему-то подумал про вас и ваш "Star Liner".
Бродяга: "Вижу чужие во сне небеса"
Бродяга> По теме:
Бродяга> "В качестве характерной высоты траектории, при разгоне до которой используется прямая оценка гравитационных потерь, примем высоту h* = 12.75 км. При выходе на эту высоту траектория ракеты-носителя, как правило, еще мало отличается от вертикальной, поэтому оценки параметров траектории ракеты и гравитационных потерь просты."
Бродяга> Вы не правы, не могу привести точные данные, но для РН Союз на этой высоте траектория уже существенно отличается от вертикальной. Это и понятно - бывшая МБР как-никак.
Бродяга> Попробую уточнить данные.
Я могу, и я прав. Ракета Saturn V на высоте 13.2 км (при максимальном скоростном напоре) имела боковое уклонение 5.0 км. Таким образом, дальность составляла 14.1 км, и она была больше высоты на ~ 7%. Так как искривление траектории происходит прогрессивно, на характерной высоте h* = 12.75 км это различие ещё меньше. Характерный угол отклонения составит там 15 - 20 градусов, его косинус - 0.94 - 0.97, а средняя по траектории его величина отклоняется от 1 меньше, чем на 3 %. А то, что отличается меньше, чем на 5 %, меня не интересует - надо уметь выделять главное. "Практика - критерий истины": согласование дальнейших аэродинамических потерь и потерь на противодавление с известными данными позволяет утверждать, что главное выделено.
Бродяга: "Вижу чужие во сне небеса"
Бродяга> По теме:
Бродяга> "В качестве характерной высоты траектории, при разгоне до которой используется прямая оценка гравитационных потерь, примем высоту h* = 12.75 км. При выходе на эту высоту траектория ракеты-носителя, как правило, еще мало отличается от вертикальной, поэтому оценки параметров траектории ракеты и гравитационных потерь просты."
Бродяга> Вы не правы, не могу привести точные данные, но для РН Союз на этой высоте траектория уже существенно отличается от вертикальной. Это и понятно - бывшая МБР как-никак.
Бродяга> Попробую уточнить данные.
Я могу, и я прав. Ракета Saturn V на высоте 13.2 км (при максимальном скоростном напоре) имела боковое уклонение 5.0 км. Таким образом, дальность составляла 14.1 км, и она была больше высоты на ~ 7%. Так как искривление траектории происходит прогрессивно, на характерной высоте h* = 12.75 км это различие ещё меньше. Характерный угол отклонения составит там 15 - 20 градусов, его косинус - 0.94 - 0.97, а средняя по траектории его величина отклоняется от 1 меньше, чем на 3 %. А то, что отличается меньше, чем на 5 %, меня не интересует - надо уметь выделять главное. "Практика - критерий истины": согласование дальнейших аэродинамических потерь и потерь на противодавление с известными данными позволяет утверждать, что главное выделено.
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
Streamflow> Я могу, и я прав. Ракета Saturn V на высоте 13.2 км (при максимальном скоростном напоре) имела боковое уклонение 5.0 км. Таким образом, дальность составляла 14.1 км, и она была больше высоты на ~ 7%. Так как искривление траектории происходит прогрессивно, на характерной высоте h* = 12.75 км это различие ещё меньше. Характерный угол отклонения составит там 15 - 20 градусов, его косинус - 0.94 - 0.97, а средняя по траектории его величина отклоняется от 1 меньше, чем на 3 %. А то, что отличается меньше, чем на 5 %, меня не интересует - надо уметь выделять главное. "Практика - критерий истины": согласование дальнейших аэродинамических потерь и потерь на противодавление с известными данными позволяет утверждать, что главное выделено.
А, так это про Saturn V только?
Да, точно, надо быть внимательнее, прошу прощения.
Ну да, у него и высота отделения первой ступени 67 километров, логично.
А Союз начинает поворачивать траекторию почти сразу я это специально узнавал в своё время, только забыл точно как и насколько.
А, так это про Saturn V только?
Да, точно, надо быть внимательнее, прошу прощения.
Ну да, у него и высота отделения первой ступени 67 километров, логично.
А Союз начинает поворачивать траекторию почти сразу я это специально узнавал в своё время, только забыл точно как и насколько.
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!"
М. Сандлер
( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)
Это сообщение редактировалось 17.02.2008 в 19:31
Бродяга> А, так это про Saturn V только?
Эти оценки относятся ко всем ракетам-носителям. К тому же, Titan II - тоже МБР.
Бродяга> Да, точно, надо быть внимательнее, прошу прощения.
Бродяга> А Союз начинает поворачивать траекторию почти сразу я это специально узнавал в своё время, только забыл точно как и насколько.
Сильно он, всё равно, не может поворачивать. Все они должны быстро выходить из атмосферы. Но, если узнаете что-то определённое, будет интересно. Saturn V, насколько я помню, также совершает манёвр уклонения от стартовых сооружений. Но это, в целом, ничего не меняет.
Эти оценки относятся ко всем ракетам-носителям. К тому же, Titan II - тоже МБР.
Бродяга> Да, точно, надо быть внимательнее, прошу прощения.
Бродяга> А Союз начинает поворачивать траекторию почти сразу я это специально узнавал в своё время, только забыл точно как и насколько.
Сильно он, всё равно, не может поворачивать. Все они должны быстро выходить из атмосферы. Но, если узнаете что-то определённое, будет интересно. Saturn V, насколько я помню, также совершает манёвр уклонения от стартовых сооружений. Но это, в целом, ничего не меняет.
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
По нижеприведённому документу на 60-й секунде ракета "Союз" (11А511У) находится на высоте порядка 12,5 км угол тангажа примерно 60 градусов. К сожалению, ни дальность, ни угол атаки не приведены, но, поскольку это приходится почти точно на максимальный скоростной напор, следует считать, что вектор скорости направлен примерно коллинеарно углу тангажа. Таким образом, горизонтальная скорость в этот момент примерно половина полной, но средняя горизонтальная скорость не может быть за это время больше 1/4 от горизонтальной скорости в этот момент. Т.о. удаление не может составить больше 5 км, считать траекторию "почти вертикальной" может, и можно, т.к. если считать траекторию вертикальной, то гравитационные потери на этом участке составили бы около 600 м/с, а по факту они составляют около 570-580 м/с
Прикреплённые файлы:
Бродяга>> А, так это про Saturn V только?
Streamflow> Эти оценки относятся ко всем ракетам-носителям. К тому же, Titan II - тоже МБР.
Ну не так уж ко всем.
Может я ошибаюсь, но вспоминаются пуски "Трайдентов", которые ещё по советскому ТВ показывали, они, насколько я помню, сразу начинали загибать траекторию.
Бродяга>> Да, точно, надо быть внимательнее, прошу прощения.
Бродяга>> А Союз начинает поворачивать траекторию почти сразу я это специально узнавал в своё время, только забыл точно как и насколько.
Streamflow> Сильно он, всё равно, не может поворачивать. Все они должны быстро выходить из атмосферы. Но, если узнаете что-то определённое, будет интересно. Saturn V, насколько я помню, также совершает манёвр уклонения от стартовых сооружений. Но это, в целом, ничего не меняет.
В своё время интересовался этим вопросом у отца, именно в связи с гравитационными потерями, когда начинается поворот траектории у "Союза".
Он ответил, что почти сразу после старта, кстати, уточню у него, давно дело было. Основным ограничением этого момента был допустимый скоростной напор, который определяли возможности системы управления.
Ну и высота разделения у Союза около 45 километров, как я уже сказал, всё логично.
Streamflow> Эти оценки относятся ко всем ракетам-носителям. К тому же, Titan II - тоже МБР.
Ну не так уж ко всем.
Может я ошибаюсь, но вспоминаются пуски "Трайдентов", которые ещё по советскому ТВ показывали, они, насколько я помню, сразу начинали загибать траекторию.
Бродяга>> Да, точно, надо быть внимательнее, прошу прощения.
Бродяга>> А Союз начинает поворачивать траекторию почти сразу я это специально узнавал в своё время, только забыл точно как и насколько.
Streamflow> Сильно он, всё равно, не может поворачивать. Все они должны быстро выходить из атмосферы. Но, если узнаете что-то определённое, будет интересно. Saturn V, насколько я помню, также совершает манёвр уклонения от стартовых сооружений. Но это, в целом, ничего не меняет.
В своё время интересовался этим вопросом у отца, именно в связи с гравитационными потерями, когда начинается поворот траектории у "Союза".
Он ответил, что почти сразу после старта, кстати, уточню у него, давно дело было. Основным ограничением этого момента был допустимый скоростной напор, который определяли возможности системы управления.
Ну и высота разделения у Союза около 45 километров, как я уже сказал, всё логично.
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!"
М. Сандлер
( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)
А.С.> По нижеприведённому документу на 60-й секунде ракета "Союз" (11А511У) находится на высоте порядка 12,5 км угол тангажа примерно 60 градусов. К сожалению, ни дальность, ни угол атаки не приведены, но, поскольку это приходится почти точно на максимальный скоростной напор, следует считать, что вектор скорости направлен примерно коллинеарно углу тангажа. Таким образом, горизонтальная скорость в этот момент примерно половина полной, но средняя горизонтальная скорость не может быть за это время больше 1/4 от горизонтальной скорости в этот момент. Т.о. удаление не может составить больше 5 км, считать траекторию "почти вертикальной" может, и можно, т.к. если считать траекторию вертикальной, то гравитационные потери на этом участке составили бы около 600 м/с, а по факту они составляют около 570-580 м/с
Спасибо, очень кстати информация.
И вот ещё одно соображение, весьма простое.
Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ.
Всё Очень Просто. Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем.
Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
Спасибо, очень кстати информация.
И вот ещё одно соображение, весьма простое.
Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ.
Всё Очень Просто.
Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем. Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!"
М. Сандлер
( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)
А.С.> По нижеприведённому документу на 60-й секунде ракета "Союз" (11А511У) находится на высоте порядка 12,5 км угол тангажа примерно 60 градусов.
А откуда этот документ?
А.С.> К сожалению, ни дальность, ни угол атаки не приведены, но, поскольку это приходится почти точно на максимальный скоростной напор, следует считать, что вектор скорости направлен примерно коллинеарно углу тангажа.
Вполне логично.
А.С.> Таким образом, горизонтальная скорость в этот момент примерно половина полной, но средняя горизонтальная скорость не может быть за это время больше 1/4 от горизонтальной скорости в этот момент. Т.о. удаление не может составить больше 5 км, считать траекторию "почти вертикальной" может, и можно, т.к. если считать траекторию вертикальной, то гравитационные потери на этом участке составили бы около 600 м/с, а по факту они составляют около 570-580 м/с
А откуда данные "по факту"? Различие в 5 % вполне удовлетворительное.
Отмечу, что у Союза - параллельное расположение первых ступеней. У таких ракет, насколько я понимаю, из условий оптимизации невозможно определить характеристическую скорость первой ступени, поэтому для их оценки надо привлекать дополнительную проектную информацию, кроме минимальной, указанной в статье.
А откуда этот документ?
А.С.> К сожалению, ни дальность, ни угол атаки не приведены, но, поскольку это приходится почти точно на максимальный скоростной напор, следует считать, что вектор скорости направлен примерно коллинеарно углу тангажа.
Вполне логично.
А.С.> Таким образом, горизонтальная скорость в этот момент примерно половина полной, но средняя горизонтальная скорость не может быть за это время больше 1/4 от горизонтальной скорости в этот момент. Т.о. удаление не может составить больше 5 км, считать траекторию "почти вертикальной" может, и можно, т.к. если считать траекторию вертикальной, то гравитационные потери на этом участке составили бы около 600 м/с, а по факту они составляют около 570-580 м/с
А откуда данные "по факту"? Различие в 5 % вполне удовлетворительное.
Отмечу, что у Союза - параллельное расположение первых ступеней. У таких ракет, насколько я понимаю, из условий оптимизации невозможно определить характеристическую скорость первой ступени, поэтому для их оценки надо привлекать дополнительную проектную информацию, кроме минимальной, указанной в статье.
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
Streamflow> А откуда данные "по факту"? Различие в 5 % вполне удовлетворительное.
В спредшите ратмана посчитал, подогнав программу угла тангажа под приведённую. Там несложно его модифицировать, чтоб выделить интеграл от проекции тяги на вертикаль по времени.
В спредшите ратмана посчитал, подогнав программу угла тангажа под приведённую. Там несложно его модифицировать, чтоб выделить интеграл от проекции тяги на вертикаль по времени.
Streamflow>> Эти оценки относятся ко всем ракетам-носителям. К тому же, Titan II - тоже МБР.
Бродяга> Ну не так уж ко всем.
Бродяга> Может я ошибаюсь, но вспоминаются пуски "Трайдентов", которые ещё по советскому ТВ показывали, они, насколько я помню, сразу начинали загибать траекторию.
Ну, да. А одна, вообще, мёртвую петлю сделала Но, вообще-то Трайдент никогда не был ракетой-носителем.
Бродяга> В своё время интересовался этим вопросом у отца, именно в связи с гравитационными потерями, когда начинается поворот траектории у "Союза".
Бродяга> Он ответил, что почти сразу после старта, кстати, уточню у него, давно дело было. Основным ограничением этого момента был допустимый скоростной напор, который определяли возможности системы управления.
Бродяга> Ну и высота разделения у Союза около 45 километров, как я уже сказал, всё логично.
А кто сомневается?
И насчёт поворота - все они поворачиваются на участке работы первой ступени, а сколько-нибудь заметные потери на управление приписываются не ранее, чем ко второй ступени, см. таблицу 1 статьи.
Бродяга> Ну не так уж ко всем.
Бродяга> Может я ошибаюсь, но вспоминаются пуски "Трайдентов", которые ещё по советскому ТВ показывали, они, насколько я помню, сразу начинали загибать траекторию.
Ну, да. А одна, вообще, мёртвую петлю сделала
Но, вообще-то Трайдент никогда не был ракетой-носителем.Бродяга> В своё время интересовался этим вопросом у отца, именно в связи с гравитационными потерями, когда начинается поворот траектории у "Союза".
Бродяга> Он ответил, что почти сразу после старта, кстати, уточню у него, давно дело было. Основным ограничением этого момента был допустимый скоростной напор, который определяли возможности системы управления.
Бродяга> Ну и высота разделения у Союза около 45 километров, как я уже сказал, всё логично.
А кто сомневается?
И насчёт поворота - все они поворачиваются на участке работы первой ступени, а сколько-нибудь заметные потери на управление приписываются не ранее, чем ко второй ступени, см. таблицу 1 статьи.
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
Streamflow>> А откуда данные "по факту"? Различие в 5 % вполне удовлетворительное.
А.С.> В спредшите ратмана посчитал, подогнав программу угла тангажа под приведённую. Там несложно его модифицировать, чтоб выделить интеграл от проекции тяги на вертикаль по времени.
Спасибо, Андрей. А нельзя ли привести данные поточнее, скажем, на 62 секунде гравитационные потери равны 595 м/с?
А ответ на первый вопрос есть?
А.С.> В спредшите ратмана посчитал, подогнав программу угла тангажа под приведённую. Там несложно его модифицировать, чтоб выделить интеграл от проекции тяги на вертикаль по времени.
Спасибо, Андрей. А нельзя ли привести данные поточнее, скажем, на 62 секунде гравитационные потери равны 595 м/с?
А ответ на первый вопрос есть?
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
Обычно маневр отработки программного разворота по тангажу на АУТ первой ступени начинается на 8-10 секунде полета. Момент начала разворота может, в частности, определяться:
1)Моментом выхода за пределы высотных сооружений стартового комплекса
2)Моментом достижения скорости примерно 50 м/с, когда более или менее эффективными становятся воздушные рули (если она на ракете установлены).
Разумеется, могут быть и другие соображения. РН "Энергия", например, начинала "тангажировать" на 8-й секунде полета (от команды "контакт подъема").
1)Моментом выхода за пределы высотных сооружений стартового комплекса
2)Моментом достижения скорости примерно 50 м/с, когда более или менее эффективными становятся воздушные рули (если она на ракете установлены).
Разумеется, могут быть и другие соображения. РН "Энергия", например, начинала "тангажировать" на 8-й секунде полета (от команды "контакт подъема").
Send evil to GULAG!
Бродяга> И вот ещё одно соображение, весьма простое.
Бродяга> Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ.
Не по пути, по высоте, что я и делаю.
Бродяга> Всё Очень Просто. Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем.
Бродяга> Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
А, разве, было сомнение?
Бродяга> Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ.
Не по пути, по высоте, что я и делаю.
Бродяга> Всё Очень Просто.
Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем. Бродяга> Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
А, разве, было сомнение?
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
Streamflow>>> А откуда данные "по факту"? Различие в 5 % вполне удовлетворительное.
А.С.>> В спредшите ратмана посчитал, подогнав программу угла тангажа под приведённую. Там несложно его модифицировать, чтоб выделить интеграл от проекции тяги на вертикаль по времени.
Streamflow> Спасибо, Андрей. А нельзя ли привести данные поточнее, скажем, на 62 секунде гравитационные потери равны 595 м/с?
Попозже, сейчас у меня башка плохо варит. Да и потом, с такой точностью веры данным нет - в спредшите модель атмосферы упрощённая.
Streamflow> А ответ на первый вопрос есть?
В смысле, откудадровишки картинка? Из анналов не могу сказать подробнее.
А.С.>> В спредшите ратмана посчитал, подогнав программу угла тангажа под приведённую. Там несложно его модифицировать, чтоб выделить интеграл от проекции тяги на вертикаль по времени.
Streamflow> Спасибо, Андрей. А нельзя ли привести данные поточнее, скажем, на 62 секунде гравитационные потери равны 595 м/с?
Попозже, сейчас у меня башка плохо варит. Да и потом, с такой точностью веры данным нет - в спредшите модель атмосферы упрощённая.
Streamflow> А ответ на первый вопрос есть?
В смысле, откуда
не могу сказать подробнее.
Streamflow>> Спасибо, Андрей. А нельзя ли привести данные поточнее, скажем, на 62 секунде гравитационные потери равны 595 м/с?
А.С.> Попозже, сейчас у меня башка плохо варит.
У меня тоже
А.С.> Да и потом, с такой точностью веры данным нет - в спредшите модель атмосферы упрощённая.
Более того, и не вполне правильная Поэтому у Дмитрия В. он даёт для потерь на противодавление 235 м/с, а не 265 м/с. Но, и аэродинамические потери и потери на противодавление у ракет-носителей в целом не слишком велики.
Streamflow>> А ответ на первый вопрос есть?
А.С.>> В смысле, откудадровишки картинка? Из анналов не могу сказать подробнее.
Ладно. Если потребуется, можно сослаться на частное сообщение
А.С.> Попозже, сейчас у меня башка плохо варит.
У меня тоже
А.С.> Да и потом, с такой точностью веры данным нет - в спредшите модель атмосферы упрощённая.
Более того, и не вполне правильная
Поэтому у Дмитрия В. он даёт для потерь на противодавление 235 м/с, а не 265 м/с. Но, и аэродинамические потери и потери на противодавление у ракет-носителей в целом не слишком велики.Streamflow>> А ответ на первый вопрос есть?
А.С.>> В смысле, откуда
не могу сказать подробнее.Ладно. Если потребуется, можно сослаться на частное сообщение
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
Это сообщение редактировалось 17.02.2008 в 23:35
Бродяга>> И вот ещё одно соображение, весьма простое.
Бродяга>> Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ.
Streamflow> Не по пути, по высоте, что я и делаю.
Если траектория "весьма кривая", то так будет неточно.
Бродяга>> Всё Очень Просто. Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем.
Бродяга>> Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
Streamflow> А, разве, было сомнение?
Нет, просто я думал, что у Союза значительно более загнутая траектория.
Кстати, по поводу аэродинамики и противодавления, тот факт, что у ракеты "позади длинный хвост"
- выхлоп двигателей, улучшает аэродинамику ракеты, я в своё время поднимал этот вопрос, мне особо никто не ответил, насколько улучшает, но я сам обнаружил оценку и опять же не помню где именно... 
Бродяга>> Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ.
Streamflow> Не по пути, по высоте, что я и делаю.
Если траектория "весьма кривая", то так будет неточно.
Бродяга>> Всё Очень Просто.
Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем. Бродяга>> Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
Streamflow> А, разве, было сомнение?
Нет, просто я думал, что у Союза значительно более загнутая траектория.
Кстати, по поводу аэродинамики и противодавления, тот факт, что у ракеты "позади длинный хвост"
- выхлоп двигателей, улучшает аэродинамику ракеты, я в своё время поднимал этот вопрос, мне особо никто не ответил, насколько улучшает, но я сам обнаружил оценку и опять же не помню где именно...
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!"
М. Сандлер
( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)
Бродяга>>> И вот ещё одно соображение, весьма простое.
Бродяга> Бродяга>> Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ.
Streamflow>> Не по пути, по высоте, что я и делаю.
Бродяга> Если траектория "весьма кривая", то так будет неточно.
Поэтому для оценок и выбрана высота h*, достаточно малая, чтобы траектория не была слишком кривой и достаточно большая, чтобы на пути к ней реализовалось не менее половины гравитационных потерь ступени. Как показали расчёты по 3 ракетам, их точность - даже выше ожидаемой.
Бродяга> Бродяга>> Всё Очень Просто. Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем.
Бродяга> Бродяга>> Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
Streamflow>> А, разве, было сомнение?
Бродяга> Нет, просто я думал, что у Союза значительно более загнутая траектория.
Кажется, не более, чем у рассмотренной тройки.
Бродяга> Кстати, по поводу аэродинамики и противодавления, тот факт, что у ракеты "позади длинный хвост" - выхлоп двигателей, улучшает аэродинамику ракеты, я в своё время поднимал этот вопрос, мне особо никто не ответил, насколько улучшает, но я сам обнаружил оценку и опять же не помню где именно...
Улучшает вследствие того, что практически отсутствует донное давление. Но не всегда, стоит помнить историю с Н1. А оценки для коэффициента донного давления на сверхзвуковых скоростях, насколько я помню, просты - cp = 0.4(M2 - 1)0.5. А на дозвуке можно попробовать переставить члены в круглой скобке
Бродяга> Бродяга>> Гравитационные потери можно оценить по ПРОЙДЕННОМУ РАКЕТОЙ ПУТИ.
Streamflow>> Не по пути, по высоте, что я и делаю.
Бродяга> Если траектория "весьма кривая", то так будет неточно.
Поэтому для оценок и выбрана высота h*, достаточно малая, чтобы траектория не была слишком кривой и достаточно большая, чтобы на пути к ней реализовалось не менее половины гравитационных потерь ступени. Как показали расчёты по 3 ракетам, их точность - даже выше ожидаемой.
Бродяга> Бродяга>> Всё Очень Просто.
Чем больше путь, тем больше механическая работа совершенная двигателем. Бродяга> Бродяга>> Таким образом, Streamflow, интегрально вы правы - если отклонение траектории от вертикали незначительно, то и гравитационные потери незначительно отличаются от таковых при вертикальном полёте.
Streamflow>> А, разве, было сомнение?
Бродяга> Нет, просто я думал, что у Союза значительно более загнутая траектория.
Кажется, не более, чем у рассмотренной тройки.
Бродяга> Кстати, по поводу аэродинамики и противодавления, тот факт, что у ракеты "позади длинный хвост"
- выхлоп двигателей, улучшает аэродинамику ракеты, я в своё время поднимал этот вопрос, мне особо никто не ответил, насколько улучшает, но я сам обнаружил оценку и опять же не помню где именно... Улучшает вследствие того, что практически отсутствует донное давление. Но не всегда, стоит помнить историю с Н1. А оценки для коэффициента донного давления на сверхзвуковых скоростях, насколько я помню, просты - cp = 0.4(M2 - 1)0.5. А на дозвуке можно попробовать переставить члены в круглой скобке
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
Streamflow> Улучшает вследствие того, что практически отсутствует донное давление. Но не всегда, стоит помнить историю с Н1. А оценки для коэффициента донного давления на сверхзвуковых скоростях, насколько я помню, просты - cp = 0.4(M2 - 1)0.5. А на дозвуке можно попробовать переставить члены в круглой скобке
Да, я обнаружил статью, где это выражено было в уменьшении Cx у ракеты с работающим двигателем сравнительно с таким же телом без двигателя.
Кривая зависимости Cx от скорости была более гладкой окресности скорости звука. Для общих потерь это может и несущественно, но может быть существенно при оценке нагрузок на ракету.
Да, я обнаружил статью, где это выражено было в уменьшении Cx у ракеты с работающим двигателем сравнительно с таким же телом без двигателя.
Кривая зависимости Cx от скорости была более гладкой окресности скорости звука. Для общих потерь это может и несущественно, но может быть существенно при оценке нагрузок на ракету.
"Кроме того, чтобы что-то делать, надо ещё иногда и Думать!"
М. Сандлер
( Один мой знакомый мудрый программер по поводу случайного уничтожения мной системной библиотеки...)
Streamflow>> Улучшает вследствие того, что практически отсутствует донное давление. Но не всегда, стоит помнить историю с Н1. А оценки для коэффициента донного давления на сверхзвуковых скоростях, насколько я помню, просты - cp = 0.4(M2 - 1)0.5. А на дозвуке можно попробовать переставить члены в круглой скобке
Бродяга> Да, я обнаружил статью, где это выражено было в уменьшении Cx у ракеты с работающим двигателем сравнительно с таким же телом без двигателя.
Естественно. Вспомните Н1. В аэродинамических трубах все измеренные аэродинамические коэффициенты тел донными срезами пересчитываются на донное давление, равное давлению невозмущённого потока.
Бродяга> Да, я обнаружил статью, где это выражено было в уменьшении Cx у ракеты с работающим двигателем сравнительно с таким же телом без двигателя.
Естественно. Вспомните Н1. В аэродинамических трубах все измеренные аэродинамические коэффициенты тел донными срезами пересчитываются на донное давление, равное давлению невозмущённого потока.
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
Я удалил файл, прикреплённый к сообщению в этой теме, так как давно написана более совершенная версия этой работы, да и интереса форума к ней нет.
Делай что должен, и будь что будет.
Томас Мэлори
Jedem das Seine.
Cicero
И сильно большое получается расхождение по сравнению с, например, Введением в ракетную технику Федосьева и Синярева?
Но вы там держитесь!
Streamflow> Я удалил файл, прикреплённый к сообщению в этой теме, так как давно написана более совершенная версия этой работы, да и интереса форума к ней нет.
Интереса форума вообще ни к чему нет. Очень вяло все тут.
Интереса форума вообще ни к чему нет. Очень вяло все тут.
Потому что другие солдаты - совершенно другие ребята...
Copyright © Balancer 1997..2018
Создано 12.02.2008
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 12.02.2008
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
