Первая ступень САТУРН-5 на МК61

Опыты с модификациями Пуховской Атмосферы-1 показали, что моделирование первой ступени РН налагает дополнительные сложности к обычной механике, использованной в Лунолётах:

• Во-первых, добавляется аэродинамическое ускорение (торможение) плотных слоёв атмосферы.
• Во-вторых, необходимо учитывать зависимость удельного импульса от давления на высоте полёта.
• В-третьих, вектор тяги, по умолчанию должен совпадать с вектором скорости (как это реализовано в прг.Атмосфера-1 у Пухова)
• В-четвёртых, необходимо иметь возможность корректировать вектор тяги (как минимум, при переходе от вертикального старта к параболической траектории подъема на орбиту).

Все эти требования учтены в следующей версии программы (надеюсь, окончательной ;)

Программа САТУРН-С1

00.Сx   01.ПxA  02.+    03.xПA  04.Пx7  05.-    06.Пx0  07.ПxB  08.÷    09.Ftgᐨ¹
10.xП3  11.FL1  12.16   13.С/П  14.xП2  15.xП1  16.Пx6  17.Пx6  18.K{x} 19.Пx7
20.ПxA  21.-    22.ПxE  23.÷    24.F10ˣ 25.xП8  26.×    27.×    28.-    29.ПxD
30.Пx9  31.-    32.Fx≥0 33.49   34.xПD  35.Пx5  36.+    37.÷    38.Пx9  39.×
40.Пx8  41.ПxE  42.K{x} 43.÷    44.Пx0  45.Fx²  46.ПxB  47.Fx²  48.+    49.F√
50.×    51.Пx5  52.ПxD  53.+    54.÷    55.xП8  56.Fѻ   57.Пx3  58.Пx2  59.+
60.xП3  61.Fsin 62.×    63.ПxB  64.ПxA  65.÷    66.Пx8  67.+    68.Пx0  69.×
70.-    71.Пx0  72.+    73.xП0  74.ПП   75.A0   76.ПxC  77.+    78.xПC  79.Fѻ
80.Пx3  81.Fcos 82.×    83.Пx8  84.ПxB  85.×    86.-    87.Пx0  88.Fx²  89.ПxA
90.÷    91.+    92.Пx4  93.ПxA  94.Fx²  95.÷    96.-    97.ПxB  98.+    99.xПB
A0.FВх  A1.+    A2.2    A3.÷    A4.В/О

Программа предназначена для моделирования первой ступени Ракеты-носителя Сатурн-5, с помощью которой запускали Аполлоны.

Подойдёт и для других типов РН - Востоков, Союзов, имеющих подобные ограничения

Регистры:

• РО - v горизонтальная относительно поверхности
• Р1 - цикл автопилота
• Р2 - отклонение вектора тяги от направления текущей скорости
• Р3 - угол отклонения текущей скорости от вертикали
• Р4 - гравитационная постоянная планеты
• Р5 - сухая масса корабля
• Р6 - целая часть - максимальный удельный импульс (в пустоте), дробная часть - отношение разницы между максимальным и минимальным значением импульса, к величине максимального.
• Р7 - радиус планеты
• Р8 - служебный (при останове хранится аэродинамическое ускорение, делённое на скорость)
• Р9 - расход топлива, кг в секунду (задаётся как запас топлива , делённый на время работы ступени)
• РА - расстояние до центра планеты
• РВ - U вертикальная
• РС - горизонтальное смещение от старта
• РД - масса топлива
• РЕ - целая часть - характерный масштаб атмосферы, дробная - величина, обратная аэродинамическому параметру корабля (плотность воздуха на нулевой высоте, умноженная на площадь миделя, умноженная на коэфф.сопротивления, делённая на два)

Работа начинается со стандартного В/О С/П. В рег.Х - отклонение траектории от вертикали, в рег.Y - текущая высота.

Двигатель работает с постоянным расходом. При желании, его можно поменять в П9.

Манёвр задаётся так: отклонение вектора тяги, градусы ПП время С/П

Если отклонение задавать нулевым, полёт идёт по баллистической траектории. Величину отклонения тяги следует ограничить 3-5 градусами.

Время задаётся только целым числом - оно используется в цикле автопилота.

Контроль высоты отсутствует - для старта это оправдано.

После израсходования топлива, при очередном манёвре происходит аварийный останов по адресу 49. После этого необходимо обнулить счётчик автопилота 1 П1 и нажать В/О С/П.

Зафиксировать параметры, "отстрелить первую ступень" и переходить к следующей ступени.

Для первой ступени Сатурна-5, выводившего Аполлон на орбиту Земли, комплект исходных данных для старта:

6371 ВП 3 П7 (радиус Земли)
Fx2 9.81 X П4 (гравитационная постоянная Земли)
ИП7 70 + ПА (начальная высота старта над уровнем моря)
0 П0 ПС П2
0.001 ПВ
1 П1 (инициализация автопилота)
787400 П5 (сухая стартовая масса Аполлона 11)
2982.1274 П6 (характеристика удельного импульса)
2155600 ПД 160 ÷ (13472.5) П9 - запас топлива и удельный расход для 160 секунд
17500.006 ПЕ (масштаб атмосферы + аэродинамический параметр)

Работу второй ступени хорошо моделирует прг.АТМОСФЕРА-1 (переработанная) из моего прошлого поста

Она моделирует сопротивление атмосферы, но не учитывает зависимость удельного импульса от высоты,

Для высот, с которых запускается вторая ступень, это вполне оправдано.

Переход ко второй ступени удобно производить в два этапа:

1) корректируем содержимое регистров

212281 П5
443719 ПД
4130 П6
360  ÷ (1232,5527) П9
408.6 ИПО + ПО (переходим от вращающейся с поверхностью СК к неподвижной)

2) загружаем в память ПМК код АТМОСФЕРА-1.txt (txt не трогает содержимое регистров, меняя только программный код)

На практике, для первого шага также удобно один раз тупо вбить последовательность нажатий клавиш в режиме ПРГ и сохранить в файл txt

Вообще, оценил возможность работы импорта/экспорта именно в текстовом формате - это открывает неожиданные возможности для работы на эмуляторе МК61.

Например, использовать подобный метод для пролёта баллистической части "болтания на орбите", по формулам из "Гравилёта", которые обеспечивают сохранение момента и энергии.

А это, помимо повышения точности, даст возможность использовать расчёты гомановских переходов, чего не позволяла математика "лунолётов".

Думаю заняться этим позднее...