< Serge77 - Моя ракетная мастерская >
Ракетная школа
Урок 1: проектирование ракеты
Проектирование ракеты начинается с Технического Задания. Посколько мы не на производстве, ТЗ может быть каким угодно, например "хочу большую ракету, извергающую пламя!" Для первой "школьной" ракеты техзадание будет такое: научиться проектировать, строить и запускать экспериментальную ракету с бортовой электроникой и парашютной системой спасения. Ракета должна быть недорогая и простая в изготовлении, и не очень большая и тяжёлая. В то же время, это должна быть полноценная экспериментальная ракета недетского размера.
Исходя из такого ТЗ, в качестве учебной выбрана ракета калибра 75 мм, длиной 1500 мм, летающая на двигателе ТД-62.
Необходимо проверить, подходит ли этот двигатель для такой ракеты. Для этого нужно вычислить, хотя бы примерно, вес будущей ракеты, после этого, зная параметры двигателя, можно будет вычислить высоту и скорость полёта в специальной программе.
Для изготовления корпуса ракеты будем использовать полипропиленовую канализационную трубу, вот такую:
Погонный метр такой трубы весит 500 г. Вес остальных компонентов ракеты выбран по опыту.
корпус длиной 1500 мм - 750 г
стабилизаторы - 300 г
парашютная система - 200 г
отсек электроники - 200 г
крепление двигателя - 100 г
корпус двигателя - 100 г
масса топлива - 300 г
Итого стартовый вес без топлива 1650 г, округлим до 1700 г.
Для расчёта параметров полёта необходимо загрузить файл EzAlt_1.3.xls с сайта Ричарда Накки. Это очень упрощённая программа, она предназначена для расчёта только дозвуковых ракет, поскольку не учитывает изменения коэффициента аэродинамического сопротивления со скоростью и изменения параметров атмосферы с высотой. Для расчёта сверхзвуковых ракет, вплоть до М=5, можно использовать например программу Launch.
При открытии файла EzAlt.xls нужно разрешить работу макросов.
Дальнейшие шаги:
1. Выбрать вкладку с метрическими единицами измерения.
2. Ввести параметры ракеты и двигателя.
Motor average thrust - средняя тяга двигателя в Ньютонах. По графику тяги двигателя ТД-62 определяем, что средняя тяга была примерно 17 кг, что примерно составляет 170 Н.
Motor total impulse - суммарный импульс в Ньтон*секундах, Н*с. В таблице измеренных параметров двигателя ТД-62 находим величину 253 Н*с и округляем до 250 Н*с.
Motor propellant mass - масса топлива в кг. В таблице параметров двигателя ТД-62 находим величину "масса топлива, создающего тягу" 296 г и округляем до 300 г.
Rocket dead mass - масса ракеты без топлива, но с массой пустого двигателя в кг. Ранне мы это уже примерно посчитали 1700 г.
Rocket diameter (max) - максимальный диаметр корпуса ракеты - 75 мм.
Rocket drag coefficient - коэффициент аэродинамического сопротивления. Точное значение можно вычислить в программе Aerolab, но для наших целей можно использовать примерное значение 0.35.
3. Результаты расчёта.
Motor thrust time - время работы двигателя, вычисленное из суммарного импульса и средней тяги. Нужно проверить, достаточно ли хорошо оно совпадает с реальным.
Motor classification - классификация двигателя по международным классам в зависимости от суммарного импульса. Классы описаны во вкладке Class.
Rocket avg. flight mass - средняя полётная масса ракеты.
Acceleration - ускорение ракеты 92 м/с^2 или 9.4 g.
4. Высота и другие параметры, посчитанные без учёта аэродинамического сопротивления, мало полезны.
5. Коэффициенты уменьшения высоты и других параметров из-за аэродинамического сопротивления.
6. Реально полезные величины.
Peak altitude - высота апогея 605 м.
Time to peak altitude - время полёта до апогея 11.2 с.
Max velocity - максимальная скорость ракеты 119 м/с или 427 км/ч.
Burnout altitude - высота, на которой закончит работать двигатель, 88 м. Все остальные 605-88=517 метров до апогея ракета будет лететь по инерции.
Итак, какие выводы можно сделать из этого расчёта?
Высота полёта 600 м - это достаточно высоко, чтобы полёт ощущался полётом, на такой высоте ракета будет видна как маленькая чёрточка. В то же время, это не слишком высоко, чтобы ракету на парашюте унесло ветром на километры в сторону. Делаем вывод, что двигатель и ракета подходят друг для друга и для нашего Технического Задания.
17.02.2018 Serge77