Траектории ракеты участок активный

История создания этой ракеты напрямую связана с первыми шагами по совершенствованию немецкой Фау-2 и советской Р-1 . Как мы помним, уже на первом этапе разработчики предложили использовать несущий бак горючего и применить отделяемую от ракеты головную часть. В этом случае для носителя расчетным оставался только участок активного полета, значительно более благоприятный по механическим и тепловым нагрузкам, чем атмосферный участок нисходящей ветви траектории полета. Чтобы экспериментально проверить эти новые идеи, бьша создана ракета Р-1А . [c.415]

Рис. 22.15. Активный участок стандартной траектории ракеты У-2.

В общепринятой схеме расчета траектория полета ракеты разбивается на два основных участка 1) активный участок движения ракеты под действием реактивной тяги, тяготения и взаимодействия ракеты с окружающим ее воздухом и 2) пассивный участок движения ракеты под действием только тяготения и взаимодействия с окружающей средой при выключенном двигателе (исчерпании ресурсов топлива). Пассивный участок траектории при достижении ракетой достаточно большой высоты и выхода ее из плотных слоев атмосферы соответствует тому свободному от сопротивления воздуха участку полета ракеты, который был уже рассмотрен ранее в 92—94. [c.124]

Для некоторых классов ракет (зенитные управляемые ракеты, предназначенные для поражения вражеских самолетов, ракеты для систем противоракетной обороны) активный участок полета составляет 80—100% всей траектории от старта до поражения цели, и, следовательно, для специалистов, работающих в этих областях ракетной техники, механика тел переменной массы имеет доминирующее значение. [c.27]

По современной терминологии, участок траектории, пройденный ракетой за время работы двигателя (время, когда происходит отбрасывание частиц), называют активным участком полета. [c.86]

Нетрудно понять, как важна роль активного участка траектории, несмотря на его малую длину и кратковременность. Активный участок является участком разгона (участком выведения на траекторию). Успех всего перелета, совершаемого с помощью импульсной ракеты, в огромной степени (если не полностью) зависит от того, насколько точно совершалось активное движение, насколько точно были соблюдены в конце участка разгона величина и направление расчетной скорости. Поэтому важнейшее значение имеет точность системы управления на активном участке. На пассивном участке движение по траектории является вовсе неуправляемым, если исключить исправления (коррекции) траектории посредством кратковременного включения двигателя. [c.52]

При анализе силовой схемы, естественно, возникает мысль отказаться от несущего корпуса и возложить силовые функции на стенки баков, дополнительно, быть может, усилив их и поддержав умеренным внутренним давлением. Но такое решение пригодно лишь для активного участка. Что же касается стабилизации ракеты при возвращении на атмосферный участок траектории, то от этого придется отказаться и сделать головную часть отделяющейся. [c.53]

Для заданного азимута запуска траектория выведения на орбиту ИСЗ оптимизируется независимо от расположения Земли и Луны. Однако участок разгона с орбиты зависит от расположения Земли и Луны, которое определяет требования к изменению плоскости движения при втором запуске ступени S-IVB. Поэтому участок выведения на траекторию полета к Луне должен оптимизироваться совместно с определением независимых переменных. Схема, выбранная для вычислительной программы прицеливания ракеты-носителя на участке выведения к Луне, основана на аппроксимации по методу наименьших квадратов оптимальных параметров активного участка полета ступени S-IVB, выражаемых через параметры гиперповерхности. Это позволяет независимо оптимизировать выведение на траекторию полета к Луне в процессе итерационного вычисления зависимых переменных. Гиперповерхность, показанная на рис. 31.1, образована путем состыковки конических сечений для двух притягивающих центров. [c.93]

Теория движения ракеты представляет собой частный случай общей теории динамики твердых тел в пространстве [1]. В этой теории обычно принято рассматривать движение центра масс тела отдельно от его движения вокруг центра масс. Применительно к движению ракет и самолетов первое относится к теории летных характеристик летательного аппарата, второе — к теории его управления и устойчивости [2]. В настоящей главе ракета рассматривается как материальная точка, находящаяся под действием ряда сил. Предполагается, что активный участок траектории баллистической ракеты лежит в вертикальной плоскости (как это и бывает на практике), и поэтому при анализе можно ограничиться изучением плоского движения. Еще большее упрощение задачи достигается, если ограничиться изучением прямолинейного движения ракеты (движение в одном измерении), причем такое рассмотрение при минимальной сложности выкладок позволяет характеризовать значимость ряда параметров, важных при проектировании ракеты. Теория прямолинейного движения вместе с тем допускает быструю оценку скорости ракеты в конце активного участка и дальности ее полета, если даже в действительности траектория активного участка криволинейна. [c.15]

Дальность полета баллистической ракеты вдоль земной поверхности можно вычислить с достаточной точностью, рассматривая активный участок траектории как вертикальный, а участок свободного полета — как дугу эллипса. При таком рассмотрении в горизонтальную дальность, разумеется, не входит дальность, пройденная на активном участке траектории, которая у одноступенчатых ракет довольно мала, и, кроме того, не учитывается влияние наклона траектории активного участка на величину скорости в конце участка. Оба этих фактора ведут к увеличению дальности по сравнению с расчетной. [c.22]

Можно определить несколько видов баллистического или почти баллистического полета. Первым, и вероятно, наиболее важным, является запуск снаряда на баллистическую траекторию. Простейшим примером этого является снаряд, выбрасываемый из ствола орудия. Здесь управление заключается в определенной установке ствола орудия, и тяга прекращается, как только снаряд оставляет дуло орудия. Причины рассеивания снарядов можно разделить на две группы. К первой группе относятся причины, возникающие при движении снаряда в стволе орудия. Они включают разброс скорости вследствие неправильной установки ствола по азимуту и углу возвышения, что может быть названо ошибками наведения. Вторая группа причин характеризуется нестандартными атмосферными условиями, которые влияют на баллистическую часть траектории. В неуправляемой ракете процесс горения продолжается до тех пор, пока не истощится ракетное топливо. Управление на пассивной части траектории осуществляется посредством аэродинамических сил, действующих на стабилизирующие рули или на вращающееся тело ракеты. Можно сказать, что ствол орудия представляет собой активный участок траектории снаряда. В управляемой ракете скорость и положение измеряются в течение активного участка полета, причем тяга прекращается и управление осуществляется так, чтобы после включения двигателя снаряд двигался по надлежащей баллистической траектории к месту назначения. Как и для орудийных снарядов, рассеивание ракет определяется разбросом параметров движения в конце активного участка траектории и рассеиванием, возникающим в течение полета снаряда с выключенным двигателем. Для космического снаряда значительная часть полета с выключенным двигателем может происходить вне атмосферы. В этом случае аэродинамические эффекты будут давать меньшее рассеивание, чем то, которое давала бы система управления, если бы двигатель работал в течение этого периода. [c.669]

На рис. 7.14 показана траектория баллистичсской ракеты. Первый начальный участок активного полета на.ми уже исследован, и положение ракеты в начале эллиптического участка можно считать задап 1ым. Дальность от точки старта до точки выключения двигателя обозначим через 1х. Далее движение продолжается по дуге эллипса, симметричной относительно оси ОВ, и от точки А до точки С, расположенных на одинаковой высоте На или одинаковом радиусе Га, получим дальность по дуге большого круга, равную 2 3д, где р —угол, соответствующий вершине, траектории, илп точке апогея. Остается еще небольшой отрезок дальности /2 от точки С до С. Так как траектория свободного полета симметрична относительно большой оси эллипса, угол в точке С равен — и поэтому приближенно можно принять 2 = (Га — / )с1 б л. Для ориентировочных подсчетов такая оценка дальности заключительного участка траектории не приводит к заметным погрешностям, поскольку величина /2 относительно невелика. Таким образом, полная дальность [c.327]

Проведенный в предыдущих параграфах анализ позволяет произвести оценку возможностей одноступенчатой ракеты в отношении подъема полезного груза в космическое пространство. Правда, при выводе груза на орбиту спутника Земли или на траекторию полета к Луне участок активного полета не будет прямолинейным, однако при соответствующем усреднении величины os 0 для приближенного определения конструктивных параметров ракеты, позволяющих достигнуть требуемой скорости, все же можно воспользоваться уравнением (1.14). Оценим сначала требуемое значение х корости ракеты в конце активного участка. Согласно работе [18] Для вывода искусственного спутника Земли на круговую орбиту высотой 200 миль (322 км) — минимальная высота, на которой еще возможно достаточно длительное существование спутника без чрезмерных потерь энергии от трения о воэдух,— необходима конечная скорость 25 400 фут сек ( 7,8 км/сек). При запуске ракеты с экватора в восточ- ном направлении за счет вращения Земли можно получить даром скорость около 1 500 фут/сек (- 460 jtt/сек), так что сама ракета должна будег развить скорость лишь около 24 000 фут/сек (7,35 км/сек). Для полета к Луне минимальная потребная скорость ракеты при использовании скорости вращения Земли составит около 34 ООО фут/сек (10,4 км/сек). [c.30]

Задача 413. Ракета, движущаяся вертикально вверх равноускоренно, в момент окончания процесса горения рабочего вещества (активный участок траектории) достигла высоты 30 км, имея скорость 7200 KMj4. Считая дальнейшее движение ракеты равнозамед- [c.166]

Активным называется участок траектории, на котором ракета дмжется под действием силы тяги работающего двигателя. Кроме силы тяги Р на ракету действует сила притяжения Земли F н аэродинамическая сила R, [c.56]

Траекторию баллистической ракеты (рис. 1.7) можно в первом приближении рассматривать как плоскую кривую. Участок от точки старга до точки А проходится ракетой с работающим двигателем и называется активным участком, или участком выведения. Та часть траектории, где ракета испытывает заметное воздействие аэродинамических сил, называется атмосферным участком полета. Для тяжелых баллистических ракет атмосферный участок всегда короче активного. То же самое можно сказать и о составных ракетах-носителях. Отделение блоков первой ступени производится в условиях, когда аэродинамические силы уже весьма малы. [c.36]

Однопараметрическое семейство программ используется для дноступенчатых ракет с траекториями активного полета, целиком ежаши. 1и в плотных слоях атмосферы. Траектория полета разделяется а три участка участок вертикального полета, продолжительность оторого определяется условием безопасного старта участок ачального разворота ракеты по углу тангажа для отклонения раектории от вертикали (при этом появляется отрицательный угол таки), заканчивающийся в момент при дозвуковых скоростях полета [c.305]

Те, кто планировал структуру СОИ , мыслили систему как многоярусную, способную обеспечить перехват ракет в ходе трех этапов полета баллистических ракет на этапе ускорения (активный участок траектории полета), средней части траектории полета, на которую в основном приходится полет в космосе после того, как боеголовки и ложные цели отделились от ракет, и на заключительном этапе, когда боеголовки устремляются к своим целям на нисходящем участке траектории. Самым важным из этих этапов считался этап ускорения, на протяжении которого боеголовки многозарядных МБР еще не отделились от ракеты, и их можно вывести из строя одним выстрелом. Руководитель управления СОИ генерал Абрахамсон заявил, что в этом и заключается главный смысл звездных войн . [c.637]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...