Активный участок полета

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]

Укажем на то, что в силу уравнения (4.49) активный участок полета ракеты характеризуется замедленным движением, а именно у = - д 1 у У) (2 + у У). [c.121]

Активный участок полета 32, 55 Алексеев 171 Альбедо 377 [c.393]

Рис. 81. Оптимальная траектория перелета. ОЛ —активный участок полета Л —точка выключения двигателей 6 — оптимальная управляющая функция.

Если рассматривается активный участок полета, т. е. участок разгона или торможения с помощью ракетного двигателя, то в правые части уравнений (7,1,3) и (7.1.6) следует добавить ускорение от тяги двигателя Р/тге, где Р — вектор тяги, т — масса КА. Обыч- [c.254]

Наблюдение, обнаружение, сопровождение и идентификация поражения предполагали получение и анализ информации, необходимой для перехвата целей, управления боевыми действиями и оценки эффективности обороны. Программа предполагала необходимость решения задачи распознавания боеголовок на фоне других объектов. Существенно новым было то, что средства наблюдения и обнаружения должны были быть автономными на каждом этапе перехвата (активный участок полета БР, участок разведения боеголовок и средств их сопровождения, участок баллистического полета, конечный атмосферный участок приближения к объекту поражения). При этом данные по сопровождению целей и идентификации поражения через средства управления боевыми действиями должны были передаваться на последующие этапы. Такой подход позволял минимизировать влияние ошибок, связанных с обнаружением, и повышал качество процессов сопровождения и идентификации поражения. Предполагалось, что особенности технологий позволят работать сис- [c.217]

Предполагалось, что после окончания активного участка разгона Земля — Марс ЭРД выключаются, энергетическая установка переходит в режим холостого хода и комплекс в течение 150 суток совершает пассивный полет. Затем начинается второй активный участок полета к Марсу — торможение перед входом в сферу действия красной планеты (61 сутки) и полет по скручивающейся спирали для выхода на орбиту искусственного спутника Марса (24 суток). [c.396]

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]

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

При этом активный участок траектории, на котором работает двигатель, имеет несколько сотен километров в длину, а пассивный участок — сотни тысяч (при полете к Луне) или сотни миллионов (при полете к планетам) километров. В конце активного участка космическому аппарату как бы сообщается толчок — импульс, [c.49]

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]

Двигатели МОК включаются на режим разгона, который продолжается 17 суток в сфере действия Марса и еще 66 — вне его пределов. После длительного пассивного участка, когда траектория комплекса проходит на максимально близком расстоянии от Солнца (между Венерой и Меркурием), следует 17-суточный активный участок возврата, фактически это коррекция траектории с целью уменьшения длительности полета путем увеличения скорости. Далее сно- [c.396]

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]

Круг задач исследования траекторий очень велик и обычно требует использования целого ряда методов для решения различных частных проблем. В настоящей главе основное внимание уделяется изучению движения баллистических снарядов, характеризующихся коротким активным участком и длительным участком свободного полета, хотя общие методы, развитые в 2.3, вполне приложимы к исследованию тех траекторий, где тяга действует во все время полета. Во всех случаях будет рассматриваться лишь активный участок траектории, так как именно он характеризует всю траекторию движения снаряда. Что касается траекторий свободного полета, то они изучаются обычными методами аналитической механики в главах 3—6. [c.39]

Такие системы удобны для решения некоторых проблем космической навигации. В большинстве случаев космический летательный аппарат после окончания активного участка траектории полета в течение длительного промежутка времени должен двигаться по инерции. Это приводит к тому, что незначительные ошибки в начале пассивного участка траектории полета могут стать недопустимо большими при подходе к месту назначения, Поэтому нужно предусмотреть дополнительный активный участок в средней части траектории или вблизи места назначения. Для этого дополнительного активного участка должны быть выработаны надлежащие команды. Методы радиоуправления обладают тем достоинством, что их точность не связана с длительностью полета, а это очень ценно для решения задачи управления в космосе. Фактически промежуток времени свободного полета можно использовать для увеличения периода сглаживания и, следовательно, для получения более точных данных (см, гл, 23), [c.634]

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]

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]

При полете к Марсу первый участок пути состоит в уходе от Земли за время В 8.4.5 мы отметили, что траектория ухода будет почти оптимальной, если активное ускорение постоянно и направлено по касательной к траектории (т. е. вдоль мгновенного вектора скорости относительно Земли). При такой программе ускорений первый из интегралов в уравнении (8.46) будет [c.314]

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]

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]

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]

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]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...