Ракета-носитель, управление

Ракета 114-115, 122, 123 Ракета-носитель, управление 136 Ракетный двигатель 171, 176, 180-194 [c.203]

В результате выполнения программы наблюдений были получены экспериментальные данные об активном участке полета мощной ракеты-носителя, с большой степенью точности выведшей космический корабль на заданную орбиту, и проверена надежность работы систем управления и всех систем, обеспечивающих нормальные условия жизни в герметизированной кабине. [c.435]

Предлагаемая книга содержит описание последних достижений в области ракетных двигателей на химическом топливе, включая характеристики двигательных установок, свойства топлив и технологию их промышленного изготовления, механизм горения и устойчивость, совместимость двигателя с ракетой, управление направлением и величиной тяги. Уже имеются специальные монографии и по твердым топливам [103, 178], и по жидким [67] здесь, пожалуй, впервые оба эти типа ракетных двигателей рассмотрены совместно. Кроме того, в книге показано, как изложенные теоретические принципы применяются на практике к высокоэффективным двигательным установкам (ДУ) ракет-носителей и космических летательных аппаратов. [c.13]

В-четвертых, в связи с тем, что ракета-носитель Протон имеет более совершенную автономную систему управления, обеспечивающую разворот ракеты по азимуту во время полета, в стартовой системе отсутствует сложный и дорогой механизм — поворотный круг. [c.39]

На технической позиции расположены высотное здание вертикальной сборки ракеты-носителя, центр управления запусками, вспомога- [c.74]

Центр управления запусками расположен рядом со зданием вертикальной сборки и соединен с ним крытым переходом. Здание трехэтажное, длиной 114 м и шириной 46 м. На первом этаже Центра расположены административно-хозяйственные помещения, на втором — измерительное, проверочное и телеметрическое оборудование, на третьем — четыре поста управления, позволяющие обслуживать одновременно четыре ракеты-носителя от момента сборки до запуска (каждый из постов занимает помещение размером 42,7 х X 24 м). В этом помещении находятся около 450 пультов, с помощью которых осуществляются проверка и запуск ракеты-носителя с космическим аппаратом. Центр соединен с подвижной стартовой платформой многоканальной системой цифровой связи, которая функционирует вне зависимости от местонахождения платформы. Стартовая платформа (подвижной элемент СК) является местом сборки и запуска ракеты-носителя. Полностью собранная и испытанная ракетно-космическая система доставляется на старт в вертикальном положении вместе со стартовой платформой и кабель-заправочной башней на специальном гусеничном транспортере. [c.75]

Упругие колебания КА могут также оказать весьма существенное влияние на его динамику. Их необходимо учитывать при проектировании систем предварительного успокоения и систем ориентации. На затухание упругих колебаний главным образом влияет внутреннее трение в элементах конструкции КА. Однако может оказаться, что для обеспечения необходимого запаса устойчивости или достижения требуемого быстродействия естественного демпфирования недостаточно. В этих случаях, как, например, в системах управления ракет-носителей, могут быть использованы пассивные или активные способы и средства борьбы с вредным влиянием упругих колебаний. [c.245]

Важным вопросом является техника сборки орбитальных станций, которые, очевидно, будут предусматривать использование модульной структуры, составленной из секции КА, которые были ранее разработаны. Подобное стремление к унификации подсказывает и другое возможное направление реализации В частности, рационально взять за основу стандартные конструктивные блоки, масса и габариты которых обусловливаются данными определенных ракет-носителей. Выведенные на околоземную орбиту модули или блоки во многих случаях нецелесообразно оснащать индивидуальными двигательными установками и системами управления движением, необходимыми для сближения и стыковки. Можно представить принципиально иное решение проблемы. Отдельные модули или блоки будущей станции на первом этапе будут выводиться ракетами-носителями в заданный район космического пространства на определенные орбиты, где расстояния между ними могут измеряться километрами. Дальнейшую работу по сближению объектов и их сборке в единый комплекс можно выполнить специальным аппаратом, так называемым космическим буксиром. Большие запасы топлива для системы двигателей, специальные радио- и телевизионные системы позволят орбитальному буксиру совершать маневры вместе с блоками, присоединяя их к общей конструкции. [c.263]

На затухание упругих колебаний, главным образом, влияет внутреннее трение в элементах конструкции космического аппарата. Однако может оказаться, что для обеспечения необходимого запаса устойчивости или достижения требуемого быстродействия естественного демпфирования недостаточно. В этих случаях, например в системах управления ракет-носителей, могут быть использованы пассивные или активные способы и средства борьбы с вредным влиянием упругих колебаний. [c.148]

Кроме ориентации и стабилизации, система управления угловым движением КА вьшолняет также функции успокоения. Последние заключаются в том, чтобы за короткое время погасить большие угловые скорости, возникающие, например, в момент отделения КА от ракеты-носителя и достигающие нескольких градусов в секунду [45J. Для гашения больших начальных угловых скоростей и ориентации КА в пространстве заданным образом используются специальные системы предварительного успокоения, которые рассматриваются в гл. 3. [c.5]

Раскрутка. Увеличение угловой скорости вращения достигается различными путями, зависящими от метода запуска. Начальная ориентация большинства космических аппаратов определяется ориентацией предыдущей ступени. Космический аппарат может отделиться от ракеты-носителя с заданной ориентацией и после отделения увеличить угловую скорость вращения с помощью газоструйных двигателей. Колебания продольной оси и неточности, связанные с раскруткой, вызывают обычно отклонения от заданной ориентации на несколько градусов. В известной мере точность этой операции может быть повышена, если увеличить скорость вращения ракеты-носителя до отделения полезной нагрузки. Иногда, правда, этот способ противоречит условиям работы системы управления ориентацией ракеты-носителя. В таких случаях полезной нагрузке можно придать вращение до отделения от ракеты-носителя с помощью вращающейся платформы, на которой полезная нагрузка устанавливается на ракете-носителе. [c.222]

Освоение космического пространства — это большая комплексная проблема, и указанные выше ассигнования идут, конечно, в разные области науки и промышленности. Львиную долю поглощает ракетная техника (мощеные ракеты-носители) и системы управления полетом. Так, например, в 1964 г. на работы по инерциальным системам управления полетом и инерциальной навигации в США было израсходовано более 1,5 млрд. долларов [c.23]

Данная ориентация может осуществляться естественным образом (без специальной системы управления), для чего необходимо сориентировать спутник соответствующим образом при отделении его от последней ступени ракеты-носителя. Однако в момент отделения, а также в силу других возможных причин, появляются некоторые возмущения, и требуется подобрать управляющие воздействия и, таким образом, чтобы придать спутнику требуемую ориентацию. [c.133]

Существенное отличие прикладной небесной механики от классической заключается в том, что вторая не занимается и не может заниматься выбором орбит небесных тел, в то время как первая занимается отбором из огромного числа возможных траекторий достижения того или иного небесного тела определенной траектории, которая учитывает многочисленные, зачастую противоречивые, требования ). Главное требование — минимальность скорости, до которой разгоняется космический аппарат на начальном активном участке полета и соответственно минимальность массы ракеты-носителя или орбитального разгонного блока (при старте с околоземной орбиты). Это обеспечивает максимальную полезную нагрузку и, следовательно, наибольшую научную эффективность полета. Учитываются также требования простоты управления, условий радиосвязи (например, в момент захода станции за планету при ее облете), [c.16]

Иногда верхняя ступень ракеты вовсе не имеет органов управления и стабилизируется на курсе посредством вращения вокруг продольной оси (как артиллерийский снаряд и винтовочная пуля). Такими, например, неуправляемыми были верхние ступени американских ракет-носителей, использовавшихся для запусков спутников Земли и космических зондов в 1958—1959 гг. [c.82]

Пассивная система ориентации не нуждается ни в запасах рабочего тела для реактивных сопел, ни в гироскопах, также обладающих массой, ни в сложной системе автоматического управления. Однако она не способна, как правило, остановить беспорядочное вращение космического аппарата после отделения от ракеты-носителя и придать ему правильную ориентацию. Эта задача должна быть предварительно решена с помощью активной системы ориентации. [c.88]

Каковы источники ошибок Это прежде всего инструментальные ошибки — погрешности аппаратуры управления ракетой-носителем на активном участке и при различных маневрах. Сами эти ошибки происходят, во-первых, от недостаточно точного определения местоположения и скорости объекта (ошибки измерений) и, во-вторых, от неточного срабатывания управляющих органов. Ошибки, происходящие от неточной работы аппаратуры, с прогрессом техники будут уменьшаться. Но уменьшатся ли они до уровня, при котором промах станет несуществен Для этого точность аппаратуры должна повыситься в сотни раз Технически, видимо, проще пойти по другому пути — использовать для компенсации ошибок корректирующие маневры [4.18]. [c.337]

Когда сообщить корректирующий импульс сразу, как только будет обнаружена ошибка, или позже, когда величина ошибки будет уточнена, но, быть может, потребуется больше энергии для ее компенсации Какую цель должна преследовать коррекция вывести космический аппарат в первоначально выбранную точку встречи с планетой-целью или в другую точку (и, следовательно, в другой момент времени), если первое технически проще, а второе дает выигрыш в количестве расходуемого при коррекции топлива Что выгоднее установить на ракете-носителе более точную и, следовательно, более тяжелую аппаратуру автоматического управления или вместо этого увеличить количество топлива для коррекции Как часты должны быть корректирующие маневры Где, на каком участке траектории их следует планировать Как вообще осуществлять это планирование перед полетом, если ошибки заранее неизвестны, так как носят случайный характер, но в то же время совершенно неизбежны [4.191 [c.338]

Очевидно, межпланетный корабль с двигателями малой тяги (электрическими или солнечными) должен выводиться на околоземную орбиту с помощью мощной ракеты-носителя или, скорее всего, монтироваться на орбите. Затем осуществляется маневр ухода по спирали из сферы действия Земли, после чего начинается гелиоцентрическое движение при сложном управлении тягой корабля, которое должно обеспечить возможность захвата корабля полем тяготения планеты-цели. Внутри сферы действия посредством торможения осуществляется спуск на низкую орбиту искусственного спутника по скручивающейся спирали. [c.460]

На начальном этапе исследования космического пространства, как известно, запускались КА, предназначенные для полета к одной планете, например, Марсу или Венере. Это советские аппараты типа Марс и Венера , американские аппараты типа Маринер , Викинг и Пионер . Ограничения по располагаемым энергетическим возможностям и по времени надежного функционирования бортовых систем не позволяли решать более сложных задач, связанных с последовательным облетом нескольких небесных тел. Повышение энергетических возможностей ракет-носителей и совершенствование бортовых систем КА позволили уже сейчас перейти к реализации программы многоцелевых полетов. За счет такого> совмещения нескольких целевых задач в одну многоцелевую экономятся ресурсы на проведение космических исследований, сокращается суммарное время получения научных результатов. При близком облете небесного тела КА совершает гравитационный, или пертурбационный маневр, получая некоторое приращение вектора скорости без включения двигательной установки. Вместе с тем при последовательном облете нескольких небесных тел повышаются требования к системе навигации и управления КА. [c.310]

Из того же выпуска Правды любой заинтересованный читатель мог узнать, что в скором времени ожидаются испытания пилотируемого варианта крылатой ракеты-носителя Буран , разрабатываемого под руководством Владимира Мясищева. Эта ракета сможет не только доставлять самолет-спутник в выбранную точку старта, но и под управлением опытного пилота возвращаться к космодрому приписки , совершая мягкую посадку. По утверждению газеты, ракета-носитель Буран будет использоваться многократно , что позволит ей до истечения срока эксплуатации вывести на околоземную орбиту не менее ста спутников [c.12]

Не утомляя читателя наукообразностью и в то же время не упрощая реальных физических и технических проблем, автор последовательно анализирует физико-химические и механические характеристики топлив, процессы в камере сгорания и сопле на режимах запуска, установившейся работы и выключения, рассматривает проблемы неустойчивости горения, охлаждения и управления вектором тяги, описывает современные и перспективные схемы и конструкции ЖРД и РДТТ с учетом технологических аспектов их изготовления и иллюстрирует изложение примерами применения ракетных двигателей на ракетах-носителях и космических летательных аппаратах. В тех случаях, когда это возможно, автор рассматривает жидкостные и твердотопливные двигатели совместно, что нетипично для отечественной научной и учебной литературы, но весьма желательно для расширения кругозора и улучшения взаимопонимания между специалистами по ЖРД и РДТТ. [c.7]

В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением направления вектора тяги. Это наиболее распространенный способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носителей семейства Сатурн , маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как характеризуется минимальными потерями удельного импульса. Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичньш впрыск рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих изменение направления истечения части газа. Вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД малой тяги, которые также используются для управления космическим аппаратом и регулирования скорости полета при выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД применялись на ракетах Тор и Атлас . Они же используются в системе реактивного управления ВКС Спейс Шаттл . [c.201]

ЖРД, применяемые в космической технике, по своему назначению можно разделить на три категории для выведения на орбиту, для межорбитального перехода и для управления положением на орбите. Из маршевых ЖРД, используемых для выведения, будут рассмотрены только кислородо-водородные — от двигателей небольших тяг (RL-10, НМ-7 и LE-5) до маршевого двигателя ВКС Спейс Шаттл с последующим сравнением их параметров. Мощные двигатели стартовых ступеней ракет-носителей типа F-1 неоднократно описывались в литературе и здесь рассматриваться не будут. Ожидается, что на ракетах-носителях следующего поколения вместо них будут использоваться ЖРД, подобные тем, схемы которых рассмотрены в гл. 9. [c.243]

ЖРД LE-5 предназначен для второй ступени ракеты-носителя Н-1, разработанной японским управлением космических исследований NASDA для вывода на геостационарную орбиту полезной нагрузки массой 550 кг. Разработка ракеты завершена в 1985 г. Время работы двигателя 370 с, тяга 103,5 кН, соотношение компонентов топлива 5,5 (табл. 22) [179]. [c.245]

С помощью монтажных средств и кранового оборудования осуществляются сборка космических средств и подача их на пневмовакуумные испытания. Такие испытания проводятся с целью выявления негерметичности всех гидро- и газопроводов и герметичных отсеков ракет-носителей и космических аппаратов. Электрические испытания проводятся с целью определения целостности всех электрических цепей и правильности функционирования систем управления и всех элементов с электропитанием. [c.9]

Командный пункт обычно представляет собой находящееся под землей четырех- или пятиэтажное здание, начиненное электроникой и десятками километров кабеля. Отсюда ведется управление всей предстартовой подготовкой к пуску и выдается команда на запуск ракет-носителей и космических аппаратов. [c.11]

В самых общих чертах технология работ на старте сводится к следующему. Ракетно-космическая система на транспортно-установочном агрегате тепловозом доставляется на стартовый комплекс. Установщиком ракета-носитель с космическим аппаратом переводится в вертикальное положение и к ней подводятся четыре опорные фермы. Смыкается силовое кольцо, и на него передается масса ракеты, опускается стрела установщика, и установщик отъезжает. Выдвигается кабина обслуживания, поднимаются в рабочее вертикальное положение фермы обслуживания. Подключаются все виды питания, заправочные коммуникации, связь, управление, термоста-тирование, телевидение и т.д. Проводятся предстартовые проверки ракеты-носителя, космического аппарата и всех систем наземного комплекса. После этого начинаются самые ответственные операции по заправке ракеты-носителя компонентами топлива. Процесс заправки ведется дистанционно, в автоматическом режиме и непрерывно контролируется и документируется по расходам топлива, его температуре, давлению и т.д. По окончании заправки отсоединяются заправочные магистрали и приводятся в исходное состояние кабина и фермы обслуживания. Если готовится к пуску пилотируемый космический корабль, то примерно за два часа до старта производится посадка экипажа. [c.33]

Отводятся заправочная и кабельная мачты, все системы ракеты переходят на бортовое питание и автономное управление. Компоненты топлив поступают в камеры сгорания двигателей, срабатывают зажигательные устройства, воспламеняющие топдивную смесь, начинают работу двигатели. Через секунды они выходят на режим, и ракета-носитель плавно начинает подъем. Раскрываются фермы пускового устройства, и космическая система, резко набирая скорость, с ревом и пламенем устремляется в неведомый космос. [c.34]

Методы технической подготовки носителей на СП, основанные на принципах подготовки боевых ракет, широко используются на СК США. Такая СП включает следующие типовые элементы стартовый стол с технологическим оборудованием сборки и подстыковки пускопроверочной аппаратуры (обычно размещаемой в специализированных вагончиках), подвижную башню обслуживания, блокгауз управления пуском, хранилища компонентов топлива и сжатых газов, кабельную сеть передачи информации о состоянии ракеты-носителя [c.73]

Применение мобильного метода приводит к изменению структуры СК четкому разделению на СП и ТП и появлению спецпути доставки ракеты-носителя на стартовую позицию. Блокгауз управления значительно удален от стартового стола и находится непосредственно на ТП. [c.74]

Представители фирмы Рован считают, что при использовании такой морской платформы для запуска сверхтяжелых ракет-носителей не потребуется сооружать стартовый комплекс на базе Ванден-берг, что связано с целым рядом ограничений в отношении загрязнения атмосферы, шума, воздействия на растительную и животную жизнь, водопользования и т.д. В то же время могут быть использованы имеющиеся комплексы на базе Ванденберг, включая средства управления запуском и телеметрии. Кроме того, не потребуется хранить на суше большое количество жидкого водорода и других опасных материалов. По мнению представителей фирмы, морской стартовый комплекс имеет ряд преимуществ по сравнению с предлагаемым комплексом на острове в районе экватора — не потребуется специальных портовых сооружений и не надо будет транспортировать значительные грузы на очень большие расстояния. [c.90]

Япония. Япония стала четвертой страной мира, которая со своего космодрома, своей ракетой-носителем Ламбда-48 осуществила в феврале 1970 г. запуск первого искусственного спутника Земли Осуми . Эта страна работает в космосе исключительно по национальным программам, которые осуществляются в соответствии с долговременным планом работ под руководством Национального управления по космическим исследованиям и Института исследований в области космоса и аэронавтики Токийского университета. Реализуя этот план, Япония добилась больших успехов в области космонавтики, создав ряд ракет-носителей Ламбда-48 , Ми , Н-Г Н-1Г и спутников связи, метеорологии, для исследований природных ресурсов Земли и т.д. [c.95]

Система управления пространственной ориентацией вращающегося КА значительно упрощается по сравнению с системой управления КА, имеющего трехосную стабилизацию. Причем энергетические затраты на управление ориентацией вращающегося КА на порядок меньше, чем на управление невращающимся аппаратом. В ряде случаев выбор метода вращения для стабилизации КА обусловлен тем, что последняя ступень ракеты-носителя стабилизирована вращением и передает свое вращение аппарату, являющемуся для нее полезной нагрузкой. [c.35]

Запуск любого искусственного спутника Земли производится так, чтобы он совершал движение по заранее намеченной орбите. (Эта орбита выбирается в соответствии с преследуемыми при запуске целями.) Программа автоматического управления ракетой-носителем на активном участке движения составляется так, чтобы к моменту выхода на орбиту, тек моменту окончания работы реактивных двигателей, космический аппарат находился в заранее намеченной точке пространства над Землей и имел заранее намеченную скорость, соответствующую выбранной орбите. В этбй главе изложены основные способы определения орбит ИСЗ. Ряд дополнительных сведений читатель найдет в монографии [8] и статьях [9] — [11]. [c.283]

В этой главе вскользь упоминались некоторые факты из истории развития ракетного двигателестроения. Читатель найдет многие подробности и очень интересный фактический материал в богато иллюстрированной брошюре В. П. Глушко [1.28], подытоживаюш.ей примерно до середины 1973 г. успехи советской ракетной техники и космонавтики, а также некоторые наиболее выдаюш,иеся достижения США. В ней приводятся технические характеристики мош,ных советских ЖРД и ракет-носителей. Много сведений из области космических ракетных двигателей, топлив, систем управления, конструкций, материалов, организации наземных служб можно почерп-нуть из живо и ярко написанного пособия В. И. Феодосьева [1.2] и из издания Космонавтика (малая энциклопедия) [1.34]. [c.53]

Задача управления ракетой-носителем на участке разгона [1.34] заключается в том, чтобы в определенной точке пространства на заданной высоте ракета набрала скорость определенной величины в заданном направлении. Изменение курса ракеты в плотных слоях атмосферы осуществлялось в свое время главным образом с помощью воздушных рулей, действующих подобно рулям самолета, и с помощью газовых рулей — пластинок, огклоняющих определенным образом реактивную струю и тем самым поворачивающих корпус ракеты. Поворот корпуса ракеты, однако, более удобно осуществляется поворотом самого двигателя, подвешенного на шарнирах, или (реже) сопла двигателя. Для этой же цели могут служить небольшие вспомогательные ( верньерные ) двигатели. Аналогичным путем осуществляется стабилизация ракеты на курсе, т. е. компенсируются случайные отклонения ее от курса. В некоторых случаях для этого используются воздушные стабилизаторы — своеобразное оперение ракеты. [c.82]

Высота конца активного участка и дальность активного участка мало меняются при варьировании управления на активном участке. Поэтому их влиянием при выборе оптимальной траектории перелета к Луне можно в первом приближении пренебречь. Наиболее существенными параметрами являются начальная скорость V и угол наклона траектории 0ь Как отмечалось ранее, задача достижения Луны при большой угловой дальности перелета предъявляет более низкие требования к энергетическим характеристикам ракеты-носителя, чем при малой угловой дальности. Дело в том, что при угловой дальности перелета, стремящейся к я, траектория приближается к энергетически оптимальной (типа Гоманна), Поэтому запуск же Северного полушария обычно проводится в то время, когда Луна находится вблизи своей нижней точки кульминации. Широта точки старта существенно влияет на потребные энергетические затраты для достижения Луны. По мере уменьшения широты точки старта до ф1 л затраты приблиягаются к величине, которая необходима для реализации компланарного перелета в плоскости орбиты Луны. [c.276]

Управление кораблем помимо автоматического было предусмотрено также путем подачи команд с Земли, для чего на стяжных лентах установлены антенны командной радиолинии 3. На борту имелась система траекторных измерений для контроля орбиты с антенно-фидерными устройствами 13. Антенны систем "Заря" и "Сигнал" щтыревые ленточного типа (в сложенном состоянии имеют вид "рулетки") раскрываются, как и антенны телеметрической системы -после отделения корабля от ракеты-носителя. [c.47]

На рис 5 38 показана также бортовая и наземная аппаратура системы радиоуправлении (РСУ) ракетой носителем (PH), обеспечивающая точвый вывод КА на расчетную орбиту Большая часть аппаратуры ралиотехническях средств управления КА расположена на Земле [c.294]

Книга о ракетах-поситсля.х, о тех средствах, с помощью которых выводятся в космос пилотируемые корабли и автоматические станции. Дано описание устройств, конструкции и принципов действия самих ракет-носителей, ракетных двигателей, систем управления и наземных средств описаны газодинамические и тепловые процессы и приводятся траекторпые расчеты. [c.2]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...