ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Траектории ракеты-носителя спутника из "Космическая техника " Типичная траектория вывода спутника на орбиту. [c.88] После этого начинает работать двигатель второй ступени, продолжающий поднимать и разгонять всю оставшуюся часть ракеты-носителя спутника. Влияние аэродинамических сил здесь уже сказывается сравнительно слабо, однако именно тут встает проблема аэродинамического нагрева. Носовой конус ракеты-носителя оказывается полезным не только тем, что уменьшает потери от сопротивления во время работы первой ступени, но и тем, что воспринимает на себя основную часть теплового удара -при работе второй ступени. Еще до окончания работы двигателя второй ступени конус отбрасывается и спутник остается открытым в носовой части ракеты. Однако теперь аэродинамический нагрев уже не опасен,-атмосфера достаточно разрежена. [c.88] После окончания работы второй ступени ракета-носитель по инерции движется вверх к апогею своей траектории. Момент выгорания второй ступени наступает через 4 минуты после старта, причем она находится в этот момент на высоте, равной половине заданной орбитальной высоты,. [c.88] И имеет скорость, равную половине орбитальной. Горизонтальная дальность ракеты в этой точке равна 200 милям. Вектор скорости наклонен к горизонту под углом около 20°. [c.89] На участке полета по инерции после прекращения работы маршевого двигателя вторая ступень должна поддерживать определенную ориентацию и, следовательно, для этой цели должна иметь систему реактивных сопел. Вся система управления ракеты-носителя сосредоточена на второй ступени. Здесь помещаются трехгироскопная опорная система осей, программирующее устройство угла тангажа, датчики рассогласований, интегрирующие акселерометры и управляющее устройство, задающее в полете последовательность во времени основных операций, как, например, моменты включения и отсечки двигателей ступеней, отделение ступеней и т. д. При приближении к заданной орбитальной высоте ракета-носитель, состоящая из второй и третьей ступеней, ориентируется в горизонтальном направлении. Третья ступень не имеет системы управления, и ее стабилизация обеспечивается вращением ее вокруг продольной оси. Это вращение придается ей тогда, когда ее торец еще скреплен с поворотной плитой на переднем конце второй ступени. Маленькие ракетные двигатели приводят во вращение эту плиту, а вместе с ней и всю третью ступень. Па достижении требуемой скорости вращения вторая ступень отделяется от третьей при помощи малых ракетных двигателей. Сразу же после отделения второй ступени автоматически включается двигатель третьей ступени, которая разгоняет спутник, сообщая ему остающуюся половину орбитальной скорости. [c.89] Важной целью теоретического изучения характеристик ракеты-носителя спутника является выяснение того, насколько они удовлетворяют поставленным требованиям. Для изучения этих характеристик необходимо знать траекторию полета, которая определяется основными законами механики. Определение траектории заключается в решении системы дифференциальных уравнений, описывающих движение ракеты-носителя. Система основных уравнений может принимать различную форму в зависимости от количества и характера тех эффектов, которые считаются пренебрежимо малыми или же могут быть учтены в виде малых поправок, сравнительно не сложно вычисляемых. [c.89] В начальной стадии изучения для уменьшения затрат времени на программирование уравнений при решении их на быстродействующей автоматической цифровой вычислительной машине типа Нарек ( ГЧагес ) использовались упрощенные варианты уравнений. [c.89] В действительности траектория ракеты-носителя спутника не вертикальна, а искривлена. Тем не менее полученные выражения отражают некоторые ее важные черты. Основной прирост скорости ракеты определяется членом с1пШв уравнении (4.3). Величину с часто записывают в виде произведения Ig, где I — удельный импульс, имеющий размерность времени. Удельный импульс I зависит от эффективности преобразования химической энергии топлива в двигателе ракеты в кинетическую энергию вытекающих газов, а отношение масс 91 зависит от качества конструкции ракеты. Стремление к максимальному уменьшению веса конструкции является здесь главнейшей целью. Удельный импульс I и отношение масс 9 — это две основные величины, характеризующие качество ракеты. Как можно видеть, к моменту выгорания топлива составляющая скорости, обусловленная основным членом с 1п Щ , прямо пропорциональна удельному импульсу и логарифму отношения масс. Из уравнения (4.3) видно также, что скорость ракеты будет тем больше, чем скорее будет израсходовано топливо. Это происходит из-за наличия члена g h — о)- Удельные импульсы современных ракет имеют величину 200 сек и более. В ближайшем будущем благодаря разработке новых химических топлив можно надеяться лишь на умеренное увеличение этой цифры. Существуют также практические пределы и для безопасного снижения веса конструкции ракеты-носителя. Можно добиться значительного увеличения эффективного отношения масс, делая ракету составной, т. е. состоящей из ряда ступеней, каждая из которых представляет собой самостоятельную ракету. Эффективность многоступенчатой ракеты возрастает с увеличением количества ступеней. Однако из практических соображений в качестве оптимального варианта для ракеты-носителя спутника Авангард была выбрана трехступенчатая конструкция. [c.90] Прямолинейный вертикальный полет одноступенчатых и многоступенчатых ракет подробно рассмотрен в гл. 1, куда мы и отсылаем читателя за подробностями. [c.90] Этот угол также показан на рис. 4.7. В написанной формуле и 1р обозначают соответственно расстояние центра давления и точки приложения силы тяги от центра масс ракеты. [c.92] Некоторые из этих величин показаны на рис. 4.8. Влияние Bpanj e-ния Земли можно учесть в виде поправок к решениям уравнений (4.14) и (4.15). Например, линейную скорость вращения Земли можно разложить на две составляющие, одна из которых лежит в рассматриваемой плоскости вдоль оси х (рис. 4.8), а другая направлена перпендикулярно к этой плоскости. Для учета этих поправок следует соответственно изменить компоненты векторов положения и скорости ракеты. Иногда даже бывает удобно перейти от системы координат, связанной с Землей, к инерциальной системе с началом отсчета в точке выгорания второй ступени. [c.93] Вернуться к основной статье