[image]

Помогите в теории....

 
1 2 3
+
-
edit
 

Help_Me

новичок
Привет всем, в ракетомоделировании я новенький, и чтобы понять как ето все делается мне нужно понять коечто с теории!!! Я читал много статей по етой теме, но никак не мог найти ДЛЯ ЧЕГО НУЖЕН КАНАЛ в ракетном двигателе, и почему топливо заливается не полностю, а шашками, как ети самые шашки должны друг с другом стыковаться.... Здесь на етом форуме наверное я один етого не знаю, помогите))))
   
UA Non-conformist #18.06.2008 15:35
+
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

Для начала ознакомься со списком часто задаваемых вопросов в топике "Для тех, кто впервые на форуме". Там ты найдешь расшифровку базовых терминов, которые необходимы для того, чтобы ответить на твой вопрос, и много полезных ссылок.
   
+
-
edit
 

Help_Me

новичок
Спасибо, посмотрю ))))))))
   
+
-
edit
 

metero

втянувшийся

Коротко:
"мощность" двигателя зависит от количества газов , а оно зависит от скорости горения топлива и его поверхности. Если скорость не очень вьiсокая, делаем побольше поверхность- именно каналом. Когда поставим несколько шашек, будет достаточная поверхность горения, чтобьi в двигатель образовалось нужное количество газов, которьiе в свою очередь создают давление, а оно и создает тягу двигателя, вьiбрасьiвая газьi через сопло. Логично, что тяга пропорциональна давлению и сечению сопла. Дальше вьiясни для себя что такое Kn и почему есть двигатели торцевого горения, а есть и с шашками "bait grains".
   
UA Non-conformist #18.06.2008 20:30
+
-
edit
 

Non-conformist

аксакал

Пять копеек: разделение заряда на шашки - это наиболее технологичный путь получения максимума тяги в самом начале горения (т.е. тогда, года тяга как раз и нужна больше всего - на старте модели). Так получается потому, что к поверхности канала добавляются еще и поверхности торцов шашек - а так как НОРМАЛЬНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО ГОРИТ ТОЛЬКО ПО ОТКРЫТОЙ ПОВЕРХНОСТИ, то добавившаяся площадь торцов шашек обеспечивает дополнительный прирост газообразования, т.е. тяги. В процессе работы мотора горящая поверхность топливных шашек "обмыливается", площадь горения как бы "съеживается", шашка "тает" как кусок льда в горячей воде, и вместе с площадью горения уменьшается газообразование, т.е. уменьшается тяга мотора.

Выбрав определенное соотношение геометрических размеров шашек, можно сделать так, чтобы при включении двигателя его тяга резко, скачком вырастала до номинальной, потом некоторое время держалась неизменной, и в конце работы двигателя так же резко падала до нуля. Это и есть так называемый "нейтральный профиль тяги", к которому обычно стремятся моделисты, проектируя свои моторы с помощью программы SRM.
   
Это сообщение редактировалось 22.06.2008 в 09:04

-VMK-

опытный

***************************************
Полет на ракета с, гориво Цинк/Сяра, с регистриращ акселерометър на борда (видео от полета 816kB), подробности за полета има тук: Полети с гориво ZnS [Цинк-Сяра] (Zinc/Sulfur propelled flights)

Въпрос:
Какви резултати за двигател и гориво могат да се получат, от известните полетни данни?

Немного теория за прахообразно (насипно) гориво Цинк/Сяра (Zn/S) в състав 3:1, по данни от VRO-Белгия: След запалване, протича високоскоростна химическа реакция за време около 0,1сек, или по-малко(меньше) в зависимост от размерите и количеството гориво. При реакцията се отделя висока температура (около 3000° К) и се получават основно ZnS +разтопен Zn; налягането(давление) в горивната камера достига 120атм, при което настъпва равновесие - ZnS остава в твърдо състояние. С напускане на част от продуктите от химическата реакция през соплото, настъпва сублимация на ZnS (при намаляваща температура) при което налягането(давление) в горивната камера остава високо до пълното изразходване на продуктите от химическата реакция, след което налягането(давление) се понижава по до изравняване с околното налягане.

Т.е. Работния процес в двигател ZnS има общо с работния процес при водните ракети, може би много общо с водно-паровите ракети. Тягата при двигател с гориво ZnS се получава от изтичане на твърдо+течно вещество, което при преминаване зад критиката се изпарява и ускорява допълнително създавайки "допълнителна" тяга. (и красив, зрелищен, огнен факел; Zn/S="Цар-факел" :) )

***

За конкретния полет - известни величини:

Стартова маса на ракетата: 1070гр.
Маса на горивото (Zn/S - 3/1 насипно): 206гр.
Плътност на ZnS: 4гр/см3
Плътност на Zn: 7,14гр/см3
Критическо сечение на соплото: ф2,5мм
Изходно сечение на соплото: ф20мм
Степен на разширение 64!
Разстояние от критиката до изходния срез 35мм
По данни от акселерометъра (на графиката) време на работа около 0,4сек.
Данни за ускорението - на приложената графика же/сек.

Може ли да се определи:
It[N*s] - пълен импулс
Isp[s] - специфичен импулс
F(max)[N] - максимална тяга
F(avg)[N] - средна тяга
Прикреплённые файлы:
 
   3.6.123.6.12

Serge77

модератор

Нужно перевести график ускорения в профиль тяги, а дальше уже ясно как считать.

Чтобы получить тягу, в первом приближении достаточно показания акселерометра умножить на массу ракеты. Во втором приближении нужно учитывать, что масса меняется. А в третьем - что есть ещё сопротивление воздуха, его можно было бы вычислить по этому же графику по данным после окончания работы двигателя, если бы измерение ускорения было бы более точным, чем у тебя.
   3.6.123.6.12

-VMK-

опытный

Serge77> Нужно перевести график ускорения в профиль тяги, а дальше уже ясно как считать.
Serge77> Чтобы получить тягу, в первом приближении достаточно показания акселерометра умножить на массу ракеты. Во втором приближении нужно учитывать, что масса меняется.
Резултати от изчисления по "второ приближение":

Максимална тяга: F(max)= 293N
Средна тяга: F(avg)= 141N
Сумарен импулс It= 56N*s
Специфичен импулс Isp= 27s
Време на работа T(burn)= 0,4s

Данните изглеждат достоверно! Графиката на тягата е с осреднение по 3 точки.
Прикреплённые файлы:
 
   3.6.123.6.12

Serge77

модератор

-VMK-> Резултати от изчисления по "второ приближение":

Обычно профиль тяги для Zn-S имеет максимум в самом начале, потом тяга падает, примерно как здесь:

И УИ маловат. Наверно нужно как-то улучшить воспламенение.
   3.0.173.0.17

-VMK-

опытный

Serge77> Обычно профиль тяги для Zn-S имеет максимум в самом начале, потом тяга падает, примерно как здесь:
За съжаление няма публикувани реални данни от полет с ZnS. Публикувани графики от работа на двигател (ZnS, насипно 3:1) има тук: 404 Not Found и по форма практически са еднакви с резултатите записани от регистриращия акселерометър.

Serge77> И УИ маловат. Наверно нужно как-то улучшить воспламенение.
Възпламенителя е по конструкция с основа фабричен зелен "ViscoFuse" - 1см, върху него 4-5 навивки нихром, и 1мм слой тефлон+Mg. Отгоре обмазка от НЦ(фабричен, "негорим") лак. (индентична запалка има нa снимка 1, публикувана тук: http://balancer.ru/_bors/igo?o=forum_post__2280991) В соплото имаше пластелин в качеството на "разривна мембрана", (по описание от "NERO") - необходима за ускоряване на химическата реакция в горивната камера.

Типично УИ (Isp) за Zn/S (насипно, 3:1) е около 30~40s и зависи от форма и размери на соплото, (критическото сечение) и др. В моя случай, двигателя е "клас": "микро двигател" за ZnS, т.е. очакван Isp около 30с, но е възможно, поради малките размери и форма(колоколообразна) на соплото, степен на разширение 64 и др. получения Isp да бъде занижен, примерно до 27с. :)
   3.6.123.6.12

RocKI

опытный

-VMK-> на соплото, степен на разширение 64
А какой смысл в таком расширении? По SRM получается, что расширение больше 10 мало что даёт.
   8.08.0

-VMK-

опытный

-VMK-> Т.е. Работния процес в двигател ZnS има общо с работния процес при водните ракети...

По теория от водните ракети: Water-rockets science for hobbyist, students, and teachers of all ages.
приложена за двигател ZnS се получават следните резултати:

време на работа на двигател ZnS:

t(burn)=M(ZnS+Zn)/rho*A*V

където:
M(ZnS+Zn) - Маса на работното вещество
rho - плътност на работното вещество
А - площ на критическото сечение
V - скорост на изтичане на работното вещество

скоростта на изтичане се определя по формула(уравнение на Бернули):

V=sqrt(2*P/rho)

където:
P - налягане(давление) в горивната камера
rho - плътност на работното вещество

Известни данни:
плътност на ZnS - 4гр/см3
плътност на Zn - 7,14гр/см3
диаметър на критическото сечение - 2,5мм

Допускаме:
работно налягане 12MPa
работно вещество: 80%ZnS + 20%Zn

Получаваме:

Плътност на работното вещество ~4,6гр/см3

Скорост на изтичане V=sqrt(2*117,67/0,0046)=2255cm/s [Кг/см/с]

Време на работа: t(burn)=0,206/0,0046*0,049*2255=0,4s [Кг/см/с]

Tягаta на двигателя се определя по формулата:

F=2*P*A

дпускаме, че налягането(давление) остава непроменено до изтичане на работното вещество, или:

средна тяга на двигателя F(avg)=2*117,67*0,049*9,806=113N

Пълен импулс It=t(burn)*F(avg)=46N*s

Специфичен импулс Isp=It/M=23s

******

Получените теоретични резултати се отнасят за двигател без дивергентна част на соплото. При наличие на "нормално" сопло, е необходимо да се обави и thrust coefficient (Cf) за изчисляване на ралните данни за двигателя:

Допускаме:
Thrust coefficient Cf=1,2

Получаваме:

Средна тяга F(avg)=2*P*A*Cf=113*1,2=136N

Пълен импулс It=t(burn)*F(avg)=55N*s

Специфичен импулс Isp=It/M=27s

******

В случай, че написаното до тук е вярно, то резултатите, получени с прилагане на метода за изчисление на водни ракети, са подозрително близки, до получените по експериментален път...
   3.6.123.6.12
Это сообщение редактировалось 09.11.2010 в 23:00

-VMK-

опытный

-VMK->> на соплото, степен на разширение 64
RocKI> А какой смысл в таком расширении? По SRM получается, что расширение больше 10 мало что даёт.

:) SRM е програма за "нормални" ракетни двигатели.
Zn/S е извън правилата :D (без "Kn", без площ и скорост на горене etc.)
Графика публикувана от VRO от наземни тестове за определяне на оптимално съотношение Ae/At(Площ изходно сечение/Площ критическо сечение)
Прикреплённые файлы:
 
   3.6.123.6.12

RocKI

опытный

-VMK-> :) SRM е програма за "нормални" ракетни двигатели.
А соплу без разницы, какой движок, какое топливо.

-VMK-> Графика публикувана от VRO от наземни тестове за определяне на оптимално съотношение Ae/At(Площ изходно сечение/Площ критическо сечение)
Во, и на графике видно, больше 15 уже вообще не нужно. ;)
   8.08.0

-VMK-

опытный

-VMK->> :) SRM е програма за "нормални" ракетни двигатели.
RocKI> А соплу без разницы, какой движок, какое топливо.
примерно водна, или водно-парова ракета... ? :eek:

По данни от предишен полет- сопло със степен на разширение 32 - видимо соплото е "недоразширено" - огнения факел има рязко разширение непосредствено след среза на соплото (видно на кадрите). Моето сопло (разширение 64) е експериментално, за тест. Но за достоверност на данните ще бъде тествано в 3 до 5 полета, в последствие, в зависимост от получените данни, ще бъде подменено с друго сопло (с друго разширение и ъгъл на дивергентната част).

По данни от VRO, оптимален ъгъл на дивергентната част, за Zn/S е ~170 (~90 полу-ъгъл), т.н. zeta nozzle: 404 Not Found :)

RocKI> Во, и на графике видно, больше 15 уже вообще не нужно. ;)
Графиката е построена по дани от множество наземни тестове, при които двигателя е със соплото нагоре(соплом вверх) и е възможно, данните да се различават при работа на двигателя със соплото надолу(соплом вниз) в полет ;)

За правилно определяне на формата и размерите на соплото е необходима статистика от реални полети.

*******

От полета с гориво Zn/S и регистриращ акселерометър на борда, може да се направи извод, че бордови регистриращ акселерометър = "летящ стенд", 2-in-1, удоволствие от запуск и полет на реална ракета, едновременно с регистриране на "стендови" данни (с добро приближение) :D
   3.6.123.6.12

RocKI

опытный

-VMK-> примерно водна, или водно-парова ракета... ? :eek:
Абсолютно. Если есть сжимаемость струи - будет эффект, нет сжимаемости - не будет.

-VMK-> видимо соплото е "недоразширено"
Возможно, но я не уверен, что можно делать такие определенные выводы из "внешнего вида".

-VMK->данните да се различават ... със соплото надолу(соплом вниз) в полет ;)
Это вряд ли.
   8.08.0

-VMK-

опытный

-VMK->> видимо соплото е "недоразширено"
RocKI> Возможно, но я не уверен, что можно делать такие определенные выводы из "внешнего вида".
и "я не уверен", но прочетох тук: Rocket engine nozzle - Wikipedia, the free encyclopedia


-VMK->>данните да се различават ... със соплото надолу(соплом вниз) в полет ;)
RocKI> Это вряд ли.

О, определено!
Zn/S има свой осбености, едно от които - разлика във времето на работа при "соплом вверх" и
"соплом вниз". Това е изследвано и установено от DARK поради тази причина са конструирали стенд за тест в положение "соплом вниз".

Още, DARK са провели тест с Zn/S успешно поставяйки запалка в заглушката на двигателя, а горивния заряд е насипен, плътен, без канал :eek: - доказателство, че ZnS е нестандартно гориво :D
   3.6.123.6.12

RocKI

опытный

-VMK-> DARK поради тази причина са конструирали стенд за тест в положение "соплом вниз".
Все равно, думаю, сопло здесь ни при чем. Скорее само топливо ведет себя по разному при разных положениях двигателя. Возможно под давлением оно становится текучим и от положения двигателя зависит площадь горения.
   8.08.0

-VMK-

опытный

RocKI> Все равно, думаю, сопло здесь ни при чем. Скорее само топливо ведет себя по разному при разных положениях двигателя. Возможно под давлением оно становится текучим и от положения двигателя зависит площадь горения.

"площадь горения" за ZnS не се отнася. При запалване, реагира цялото количество гориво за части от секундата, превръщайки се в "работно вещество" при висока температура и лягане(давление) около 120атм, при което настъпва равновесие и "работното вещество" остава в полу-твърдо състояние.

a)при "соплом вверх" - през соплото изтича предимно изпарено работно вещество, а налягането(давление)остава относително високо, поради изпарение на работното вешество в горивната камера. Този вариант е изследван подробно в многобройни тестове и е описан от VRO. По разчети с софтуера предоставен от VRO за "соплом вверх", двигателя с гориво Zn/S който летя на последните запуски, би трябвало да има време на работа около 1,5сек (на приложената картинка), в действителност, времето на работа е 0,4сек - разлика 3,75 пъти!

б)при "соплом вверх" - през соплото изтича предимно работно вещество, което се изпарява зад критическото сечение, ускорява се, охлажда се и отново се втвърдява във вид на плътен бял дим. Част от работното вещество в горивната камера се изпарява за подържане на равновесното налягане(давление) около 120 атм. Вариант "б)" (в полет) е неизследван, или няма публикации от резултати от подобно изследване. Няма известен и публикуван метод за теоретично изчисляване и проектиране на Zn/S двигател за реален полет. Запуските с регистриращ акселерометър на борда ще внесат яснота и възможност за създаване на такава любителска (не особено прецизна) методика за проектиране на Zn/S двигател - именно целта на моето изледване.
Прикреплённые файлы:
VRO.jpg (скачать) [117 кБ]
 
 
   3.6.123.6.12

RocKI

опытный

-VMK-> "площадь горения" за ZnS не се отнася.
Да, но сопло тоже не се отнася. :)

Дался тебе этот ZnS. :D Чего в нем хорошего?
   8.08.0

metero

втянувшийся

RocKI> Дался тебе этот ZnS. :D Чего в нем хорошего?
Цвет :)
   7.07.0

-VMK-

опытный

RocKI> Дался тебе этот ZnS. :D Чего в нем хорошего?

Предимства:
о. ТБ - при правилен разчет на корпуса, cato(взрив) е малко вероятен.
о. ТБ - горивото е относително безопасно (+трудновъзпламенимо)
о. Достъпни материали (реактиви)
о. Елемнтарно за приготвяне гориво (механична смес на 2 прахообразни съставки)
о. Елементарно зареждане на двигателя - една топлоизолация и горивото насипно.
о. "Цар-факел!" :D - Красив огнен факел без конкуренция.

Недостатъци:
о. Висока цена на прахообразния Цинк.
о. Нисък Isp, частично компенсиран от висока плътност на заряда
о. Необходимост от графитно сопло (или графитна вложка в критиката)
о. Необходимост от корпус с работно налягане(давление) > 120атм.

+ Интересно, да се направи изследване на нещо неизучено. ;)

Zn/S при горивата е като фотодатчик при бордовата електроника - който не е виждал запуск със Zn/S на живо - той не е харесал горивото и красивия огнен факел. :)
   3.6.123.6.12
RU Ankerbolt #28.12.2010 12:13
+
-
edit
 

Ankerbolt

новичок
Приветствую!
Мне тоже нужна помощь в теории.

Рассчитал двигатель ракеты в программе ESRM. Как использовать полученные данные, если нужно рассчитать дальность полета при старте ракеты под углом к горизонту?

Спасибо за помощь.
   3.6.133.6.13
UA Serge77 #28.12.2010 14:49  @Ankerbolt#28.12.2010 12:13
+
-
edit
 

Serge77

модератор

Ankerbolt> Приветствую!
Ankerbolt> Мне тоже нужна помощь в теории.
Ankerbolt> Рассчитал двигатель ракеты в программе ESRM. Как использовать полученные данные, если нужно рассчитать дальность полета при старте ракеты под углом к горизонту?
Ankerbolt> Спасибо за помощь.

Под углом к горизонту ракеты запускать нельзя.
С точки зрения безопасности полётов можно принять, что при аварийном настильном полёте ракета улетает на расстояние, вдвое превышающее расчётную высоту вертикального полёта. Из этих соображений выбирается поле для запусков.
   3.0.173.0.17
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
RU Ankerbolt #28.12.2010 16:29  @Serge77#28.12.2010 14:49
+
-
edit
 

Ankerbolt

новичок
Serge77> Под углом к горизонту ракеты запускать нельзя.

В моем случае речь идет не о полноценных моделях ракет с потолком в километр, а скорее о микроракетах, которые собираюсь запускать с модели корабля на озере. Собственно говоря, именно теоретический расчет интересует, чтоб как "по-взрослому".
   3.6.133.6.13
1 2 3

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