ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Траектория баллистической ракеты и принципы выбора проектных параметров из "Основы техники ракетного полета " Рассмотрим простейшую задачу. Определим скорость геофизической ракеты, стартующей с Земли и совершающей полет по вертикали. Аэродинамическое сопротивление пока не будем рассматривать и ограничимся к тому же высотой подъема, в пределах которой ускорение тяготения go можно считать постоянным. [c.32] РД0 — время, прошедшее с момента старта до выключения двигателя. [c.33] Рассматривая это выражение можно сделать простой, но достаточно общий и важный вывод. Если в рассмотренных ранее идеальных условиях полета конечная скорость ракеты не зависит от режима расхода топлива, т. е. от времени работы двигателя, и определяется лишь отношением конечной и начальной. масс ракеты, то при движении в поле тяготения скорость ракеты зависит еще и от того, сколь быстро расходуется топливо. Чем быстрее выгорит топливо, тем меньше будет время /к, тем меньшими будут потери скорости на земное тяготение. [c.33] Здесь нельзя не заметить сходства с движением лодки против течения. Чтобы выйти из стремнины, надо грести очень энергично. Если не приложить достаточных усилий, то на спокойную воду можно и вовсе не выплыть. Того же можно ожидать и от ракеты. Если расход мал и тяга недостаточна, ракета так и не оторвется от стартового устройства до тех пор, пока ее постепенно уменьшающийся вес не сравняется со стартовой тягой. [c.33] Идеальная скорость многоступенчатой ракеты, как мы уже видели, также не зависит от времени расходования топлива и никакого влияния на идеальную конечную скорость не оказывает также и время, истекшее от момента сброса блоков предыдущей ступени до включения двигателя последующей ступени. Но в условиях действия сил тяготения перерыв между выключением и включением двигателей приводит, очевидно, к дополнительным потерям скорости. [c.33] Такого рода наглядные зависимости, когда с изменением параметра одни потери снижаются, а другие возрастают, неизбежно толкают творческую мысль на поиск оптимальных решений, в данном случае — на выбор параметра Уо- Но с этим-то как раз спешить и не следует. Зависимость между параметрами Лк и Уо описана нами пока лишь как иллюстрация одной из сторон сложной взаимосвязи многих параметров, характеризующих ракету. Для задач оптимизации должна быть прежде всего сформулирована и обоснована цель не в одной скорости дело. А кроме того, в дополнение к и Уо необходимо рассмотреть и другие важные параметры, о чем мы сейчас и поговорим. Что же касается стартовой нагрузки на тягу Уо, то пока можно сказать, что ее значение для стартующих с Земли ракет-носителей естественно должно быть меньше единицы реально оно меняется в пределах 0,5—0,75. Для второй и третьей ступеней ракет-носителей Уо может оказаться и больше единицы. В этом нет парадокса. в момент разделения ступеней ракета-носитель летит уже далеко не по вертикали, и составляющая веса вдоль вектора-скорости остается все равно меньше соответствующей составляющей стартовой тяги ступени, хотя Уо и больше единицы. [c.34] Потери скорости на тяготение составляют основную часть потерь, отличающих реальные условия выведения ракеты от рассмотренных ранее идеальных условий полета. Однако имеются еще и другие виды потерь. [c.34] На стартовом участке полета скорость ракеты возрастает от нутя Соответственно возникает и увеличивается лобовое сопротивление. Но с высотой уменьшается плотность воздуха. На высотах порядка 8—15 км лобовое сопротивление достигает своего максимального значения, а затем быстро падает до пренебрежимо малого значения. С этого момента можно считать, что ракета вышла за пределы атмосферы. [c.35] Аэродинамические потери, будучи зависимыми от скорости, зависят от всех факторов, влияющих на скорость, в частности от потерь на земное тяготение. Иначе говоря, за аэродинамическое сопротивление мы платим больше или меньше смотря по тому, сколь много потеряно на земном тяготении. [c.35] Несмотря на относительную сложность, задача оценки влияния аэродинамических сил на закон движения решается и точными и приближенными методами. Однако, прежде чем рассказать, как это делается, мы остановимся еще на некоторых обстоятельствах, которые заметно отличают реальные условия полета от рассмотренной идеальной схемы. [c.35] Скорость ракеты в идеальных условиях мы определяли через постоянную эффективную скорость истечения хЮе (1.9), которая определяет и пустотную удельную тягу. Для рассматриваемого полета за пределами атмосферы это правильно. Но значительная часть траектории располагается в пределах земной атмосферы, где удельная тяга ниже пустотной. Значит, необходимо учесть барометрическое давление рн. Но сделать это с помощью приведенных ранее элементарных выкладок не удается. Барометрическое давление представляет собой функцию высоты, задаваемую в табличной форме, а чтобы найти высоту, требуется еще раз проинтегрировать скорость. [c.35] мы упомянули три основные причины, по которым условия реального полета, а точнее, скорость полета, отличаются от идеальных. Это — земное тяготение, аэродинамическое сопротивление и снижение удельной тяги из-за барометрического давления окружающей среды. Но этим отличия не исчерпываются. До сих пор мы рассматривали только прямолинейное движение ракеты, а в действительности ракета движется по криволинейной траектории. [c.35] Вернуться к основной статье