Характеристики космических полетов

Характеристики космических полетов 426, 427—437, 445, 447—450 [c.466]

Из кинематики известно, что характер наблюдаемого движения точки или тела зависит от кинематического состояния системы отсчета, ло отношению к которой изучается это движение. Если на материальную точку действуют некоторые силы, то движение точки под их действием представляется различным образом при наблюдении, с неподвижной системы отсчета и с системы отсчета, имеющей некоторое переносное движение относительно неподвижной системы. Все кинематические характеристики точки, в частности и ускорения, различны в этих системах отсчета. В то же время относительные движения имеют большое значение например, в теории космических полетов приходится рассчитывать сложные по виду, большой протяженности, требующие исключительно точных вычислений, траектории космических летательных аппаратов по отношению к подвижным системам координат, связанным с планетами. [c.230]

Данные по величине давления насыщенного пара жидкости необходимы при определении пригодности жидкости для работы в условиях высоких температур, а также для оценки кавитационных характеристик гидросистемы. Упругость паров жидкости имеет особо большое значение для гидросистем ракет, полеты которых происходят на больших высотах в условиях сильного разрежения. При космических полетах разрежение может достигать 10 —10 мм рт. ст. В этих условиях со смачиваемых рабочих поверхностей деталей гидроагрегатов, выходящих во внешнюю среду, испаряется жидкостная пленка. [c.42]

Динамика ракет и динамика космического полета — быстро развивающиеся научные дисциплины. Мы даем в разделе II более детальную характеристику научных исследований И. В. Мещерского и К- Э. Циолковского. [c.71]

Установленная связь между величиной импульса скорости, потребного для маневра, и необходимым запасом топлива позволяет ограничиться анализом потребных импульсов скорости и не рассматривать характеристики самого КА при решении многих задач механики космического полета. [c.136]

Глубокий вакуум, особенности радиационных характеристик различных материалов, а также специфический характер внешних тепловых нагрузок в условиях космического полета позволяют рассматривать ряд возможных [c.50]

Практика космических полетов показала, что решение задачи цивилизованного завершения полета напрямую зависит от назначения КА, его характеристик, систем и возможностей, и в каждом конкретном случае следует искать наиболее целесообразное решение. Укажем некоторые общие закономерности и определим стратегическое направление путей решения подобных задач. [c.503]

Оценочные характеристики ракетных двигателей, применяемых для космического полета [c.440]

На основе этих факторов руководители производства ракетных двигателей, корпусов ракет и снарядных систем совместно с военными делают выбор типа жидкостного ракетного двигателя. Полеты спутников по орбитам, будущие полеты к Луне, планетам и вообще в космическое пространство будут осуществляться при использовании в качестве силовых установок только ракетных двигателей. Основные требования к силовой установке в каждом конкретном случае космического полета изменяются в зависимости от полезной нагрузки, задач полета и типов ступеней двигателя эти требования могут быть выполнены ракетными системами с различной, меняющейся в широких пределах тягой, работающими на различных топливах и с различными типами двигателей, В табл. 13.2 показаны некоторые типичные характеристики жидкостных ракетных систем для различных видов космического полета. [c.441]

Для космического полета представляют интерес четыре основных вида жидких топлив. Они уже были перечислены в таблице 13.2. Некоторые из характеристик топлив приведены в табл. 13.4. Эти четыре группы следующие [c.464]

Получение электрической энергии. Существует много различ-ных способов применения электрической энергии для получения высоких значений удельного импульса. Главными среди этих методов являются использование ионных ускорителей, электромагнитных ударных труб и плазменных двигателей [26]. Все они требуют получения электрической энергии на борту ракетного летательного аппарата. Для привода электрического генератора можно использовать обычный тепловой двигатель, получающий энергию от ядерного реактора, однако применение таких систем сильно ограничено их высоким удельным весом ). Оказывается, что минимальный удельный вес системы, достижимый при помощи обычного оборудования, работающего на пределе своих возможностей, равен приблизительно 1000 фунтов на один мегаватт выходной электрической мощности. Высокие характеристики, получаемые при использовании таких систем, имеют ценность только при космических полетах с малыми ускорениями в свободном от полей пространстве (см. гл. 7) [27]. [c.531]

Описаны новые концепции жидкостных ракетных двигателей (предназначенных в основном для космических летательных аппаратов многоразового использования или гиперзвуковых ракет), в том числе конструктивные схемы с центральным телом и соплом со сдвижным насадком и схема двигателя на двух горючих, одно из которых — высокоплотное — применяется для начального этапа полета, а другое — легкое — обладает высокими энергетическими характеристиками. Последняя схема позволяет использовать общую двигательную установку на протяжении всего полета. Обсуждаемые схемы дают больший простор для конструкторских решений и способствуют повышению характеристик ракет-носителей. [c.11]

В настоящее время происходит интенсивное освоение космического пространства, которое ведется по широкой программе, включающей полеты как по околоземным орбитам, так и по траекториям к другим планетам Солнечной системы. Для успешного проведения наз ных экспериментов необходимо ориентировать и стабилизировать космические аппараты (КА) в пространстве. Решение этой задачи возложено на систему ориентации и стабилизации, от технических и эксплуатационных характеристик которой во многом зависит успех проводимых научных экспериментов в космосе. В связи с этим возникает необходимость в простых, надежных, легких, работающих в течение длительного времени с минимальными затратами энергии системах ориентации и стабилизации КА. [c.3]

Определение траекторий или орбит естественных и искусственных небесных тел представляет собой по существу задачу подгонки кривых. Однако обращаться к строго численным методам для подгонки кривых к данной совокупности наблюдений было бы неразумно в силу по крайней мере двух причин. Прежде всего при этом полностью игнорировались бы успехи, достигнутые научным методом прогнозирования (часто в статистическом смысле) будущего поведения наблюдаемой системы. Точное наведение космического аппарата при полете его в заданную точку солнечной системы неявным образом основывается на свойствах этого метода. Во-вторых, пренебрежение физическими законами, связанными с проводящимися наблюдениями, делает весьма затруднительным обнаружение характеристик, свойственных вообще всем проблемам определения траекторий. Например, константа, определенная в соответствую.- [c.102]

В следующем 3.2 рассматривается задача о движении космического летательного аппарата в центральном гравитационном поле планеты. Определяются уравнения плоского движения в полярной системе координат, интегрируя которые можно найти траекторию полета аппарата. Изучаются уравнения орбит, их параметры и особенности в тесной взаимосвязи со скоростными характеристиками движения самого аппарата. [c.77]

Вторая космическая скорость (или скорость освобождения) является количественной характеристикой гравитационного поля Земли, Эта скорость часто встречается в задачах теории межпланетных полетов. [c.248]

Обш,ие свойства коррекционных маневров при межпланетных полетах были исследованы в работе А. К. Платонова (1966). Им рассмотрены в линейном приближении характеристики коррекционного маневра на различных участках траектории полета к планетам. В качестве корректируемых параметров траектории используются момент и координаты точки пересечения космическим аппаратом картинной плоскости планеты. Предполагается, что коррекция производится путем мгновенного изменения вектора скорости полета в одной или нескольких точках траектории и что имеется полная информация о движении космического аппарата. Исследование проводится с целью уменьшения величины суммарного импульса коррекции. [c.306]

ЛИШЬ направление скорости полета и все три градиента корректируемых параметров совпадают. В реальном случае, траектория отличается от параболической и строгого вырождения коррекционных свойств не происходит. Однако влияние импульса, кол линеарного скорости полета, значительно превышает влияние импульса, ортогонального скорости полета. Физически это объясняется тем, что в начале орбиты, вблизи ее перигея, космический аппарат обладает большой скоростью движения и для поворота вектора скорости в пространстве требуется большой боковой импульс. В то же время сравнительно небольшим импульсом, направленным вдоль вектора скорости, можно заметным образом изменить энергию геоцентрического движения, так как изменение энергии пропорционально величине скорости полета. Поэтому воздействие на траекторию с помош ью импульса скорости приводит в основном к изменению тех характеристик движения, которые связаны с энергией геоцентрического движения. Иными словами, вблизи Земли практически возможна коррекция лишь одного параметра траектории — либо отклонения в картинной плоскости вдоль определенного направления либо времени прилета. [c.309]

При этом предполагается, что метод выбора последнего импульса максимизирует вероятность попадания космического аппарата в заданную область допустимого промаха, а метод выбора предыдущих импульсов минимизирует апостериорные статистические характеристики случайной величины суммарной характеристической скорости коррекции опытом считается полет до выбранной точки коррекции, определение по результатам измерений вектора промаха и приложение импульса в выбранной точке коррекции (с точным измерением его фактической величины и направления). [c.315]

В обычных, земных, условиях характеристикой силы тяжести является ускорение свободного падения тел =9,81 м/с . На борту космического корабля характеристикой перегрузки будет также ускорение свободного падения, равное по величине, очевидно, реактивному ускорению (по направлению противоположное ему). Отношение этой величины к величине g называется коэффициентом перегрузки, или просто перегрузкой. Во многих случаях этот коэффициент меньше единицы (это скорее недогрузка , чем перегрузка ), в частности, при полетах с малой тягой коэффициент перегрузки будет порядка 10- -г-10- . [c.80]

Тяга или реактивная сила — это первая основная характеристика (параметр) любого ракетного двигателя. Измеряются эти величины в единицах силы, т. е. в ньютонах (килоньютонах). По величине тяги можно судить о том, для выполнения каких задач может быть применен данный двигатель, какого веса ракету он может поднять или какой космический корабль можно этим двигателем затормозить и т. п. В зависимости от назначения двигателя его тяга может колебаться в очень широких пределах. Так, для управления полетом космического аппарата иногда достаточно тяги, меньшей ЮН. В то же время для старта мощных космических ракет требуются двигатели с тягой в тысячи тонн, т.е. разница в тяге двигателей может составлять миллионы раз. [c.491]

Во многих работах, посвященных проблеме радиационной безопасности космических полетов, в качестве такого критерия использовали локальную поглощенную дозу, т. е. энергию излучения, поглощенную в изолированной массе (1 г) биологической ткани. Этот критерий нельзя признать правильным по ряду причин. Прежде всего, как указывалось выше, из-за неравномерного распределения массы вещества по поверхности корабля локальные дозы в разных точках обитаемых отсеков будут существенно различаться. Это означает, что локальная доза, измеренная в какой-либо из точек, не будет достаточной для характеристики радиационной опасности. В таком неравномерном дозном поле разные участки поверхности тела космонавта будут подвергаться воздействию существенно неодинаковых доз. [c.272]

Количественно моторные реакции характеризуются размерами моторного поля, формами траекторий движения, скоростью их осуществления, силовыми параметрами и качеством регуляции усилий в процессах движения, точностью движения и энергетическими затратами. При оценке этих характеристик применительно к условиям реального космического полета необходимо учитывать прежде всего влияние невесомости. Наблюдения за выполнением моторных операций космонавтами во время полета космических аппаратов СССР и США, а также самонаблюдения космонавтов позволяют сделать предварительный вывод в том, что длительная невесомость не создает в координации движений космонавта таких изменений, которые могли бы привести к заметному ухудшению его работоспособности [55]. Следовательно, изученные в наземных условиях характеристики могут вполне использоваться и при прогнозировании деятельности космонавтов. Правда, результаты опытов в малогабаритных гермокабинах свидетельствуют о снижении таких характеристик, как сила и скорость движений рук, точность дозирования мышечных усилий, выносливость мышц ИТ. д., но даже минимальные физические упражнения сравнительно легко это снижение компенсируют [21]. Некоторые изменения характеристик моторного выхода космонавта-оператора возможны при длительном вращении [58], однако в большей степени это относится к среднеквадратичным отклонениям и законам распределения таких величин, как время, скорость, дальность, сила и прочее, а не к их математическим ожиданиям. Как показал ряд специальных исследований [41, 42], реакция человека на длительное воздействие комплекса факторов космического полета в целом неблагоприятна. Развивается специфическое утомление, нарушается ритмика деятельности, увеличиваются число ошибок и время латентного периода реакций, снижается мышечная выносливость. [c.273]

Рассмотрим теперь вкратце программу, разрабатываемую в настоящее время NASA и предназначенную для автоматического выполнения полного анализа космической операции. При составлении программы учитывалось, что анализ любой операции, независимо от того, является ли его целью определение характеристик космического аппарата для полета на Марс или подготовка полета к Луне аппарата Рэйнджер , включает в себя группы расчетов, необходимых для различных отдельных этапов операции (например, траекторный анализ, расчет характеристик двигательной установки или системы жизнеобеспечения, анализ входа [c.34]

Таким образом, получены различные виды дифференциальных уравнений плоского гинерреактивного движения, выраженные через разнообразные независимые переменные относительно притягивающего центра. Численное интегрирование этих уравнений позволит определить кинематические характеристики гинерреактивного движения в зависимости от параметров гравитационного ноля, местоположения объекта в нем и особенностей работы его двигателя подобно тому, как это делалось в некоторых ранних исследованиях но механике космического полета (см., например, работы [26, 126, 127, 141-143, 160, 198, 206, 263, 316]). [c.193]

Важнейшей проблемой космических полетов является обеспечение нормальной жизнедеятельности космонавтов. Эта задача, достаточно сложная, но в то же время вполне разрешимая при охлаждении кабин космонавтов внутри корабля, представляет исключительную трудность применительно к космонавту, покинувшему корабль. Так как конструкция космического скафандра отвечает в первую очередь требованиям герметичности, радиационной и метеоритной защиты, но в целом далеко не соответствует требованиям теплового режима, то в этом случае необходимо не только защитить космонавта от внешних тепловых нагрузок (особенно солнечной радиации), но и обеспечить отвод тепла, выделяемого человеческим телом. Требования к системе терморегулирования крайне жесткие температура внутренней поверхности скафандра должна быть ниже температуры тела, система должна быть независима от корабля, должна быть малогабаритной и легкой. Возможным вариантом системы может служить совокупность расположенных вблизи соответствующих участков тела контактных теплообменников, представляющих собой капиллярнопористое тело, составляющее часть скафандра и сообщенное с резервуаром (емкостью) жидкого охладителя. Характеристики охладителя и структурнопористые и капиллярные свойства пористого тела следует подбирать такими, чтобы теплообменник работал в режиме двойного фазового перехода (подводимый жидкий охладитель замерзает в силу интенсивного фазового перехода и затем сублимирует), обеспечивая низкую температуру при достаточной экономичности расхода охладителя при этом зона фазового перехода должна располагаться внутри капиллярнопористого тела. [c.441]

Получение ударных волн с очень большими числами М представ-а яет большой научный и технический интерес в связи с поисками эф-чфективного способа нагрева плазмы, проблемами космических полетов "И т. п. Получение чисел Мз >30 в обычных ударных трубах встречает -серьезные практические трудности. Поэтому в последнее время изучаются возможности различных электроразрядных устройств, в которых используется магнитное ускорение. Во многих работах изучались в основном оптические свойства получаемой в таких устройствах плазмы (скорость распространения фронта свечения, спектральные характеристики). В большинстве этих исследований фронт свечения, регистрируемый при помощи фоторазвертки, отождествляется с фронтом ударной волны. Однако для такого отождествления нет серьезных оснований. Поэтому в нашей лаборатории предприняты широкие исследования для выяснения природы ударных волн, структуры потока и параметров ллазмы, существующих при импульсном разряде в камере со специальной геометрией. [c.45]

Рассмотренная модель движения КА в центральном поле притяжения является одной из наиболее простых и хорошо изученных в механике космического полета. Эта модель во многих случаях описывает основные закономерности движения и позволяет установить ряд качественных характеристик движения. Вместе с тем в некоторых случаях помимо силы притяжения центрального тела приходится учитывать и другие силы, действуюш ие на КА. Например, силу притяжения второго небесного тела или нескольких тел, силы, обусловленные нецентральностью поля притяжения аэродинамические силы при движении в атмосфере, силу светового солнечного давления, наконец, силу, которая порождается магнитным полем центрального тела, и др. Все силы, кроме силы притяжения центрального тела, принято называть возмущающими а движение под дополнительным воздействием этих сил — возмущенным движением. Дифференциальные равнения возмуш енного движения КА можно решать методом численного интегрирования. Такой метод особенно эффективен для конкретных расчетов, а не обш их исследований. Он требует затрат машинного времени и не всегда позволяет выявить обилие закономерности. Поэтому при анализе возмущенного движения часто пользуются приближенными методами, позволяюш ими найти решение в обыщем виде и исследовать его. Во многих задачах оказывается эффективным комбинировать аналитические методы с численными расчетами. [c.334]

К таким задачам, в частности, относится изменение тяги двигателя ракеты или космического аппарата с целью получения оптимальных характеристик их полета. Как известно, в применении к ЖРД такое регулирование освоено и применяется довольно часто. Для двигателей твердого топлива — несмотря на то, что эти двигатели значительно проще по схеме, чем жидкостные, — регулирование величины тяги осуществляется со значительно большим трудом и применяется реже. Однако выигрыш в ряде важнейших характеристик ракет и космических аппаратов при введении регулирования их двигателей столь очевиден и заметен, что интерес к проблеме регулирования РДТТ не ослабевает, о чем свидетельствуют довольно многочисленные публикации в этой области. [c.297]

В настоящее время в области ЭРД решены основные физико-техни ческие проблемы выбора конструкции и оптимизации характеристик созданы надежно работающие образцы, имеющие высокие показатели. И в то же время ЭРД не нашли широкого применения в космических полетах. Это связано, главным образом, с тем, что пока еще не созданы бортовые источники энергии необходимой мощности, обладающие требуемым конструктивным ресурсом и совместимостью с системами и аппаратурой космического объекта. К тому же для большинства космических аппаратов насущная потребность в ЭРД отсутствовала, так как необходимые управляющие и корректирующие импульсы обеспечивались с помощью двигательных установок на основе двухкомпонент-ных и однокомпонентных ЖРД [3]. Тем не менее существуют такие космические операции, выполнение которых с помощью ЭРД более целесообразно, так как при этом повышается энергомассовое совершенство космических аппаратов. [c.188]

Высокий уровень эффективных скоростей истечения, малая относительная масса рабочего вещества и объем баков обеспечивают высокую степень адаптивности космических ступеней, оснащенных ЭРД к требуемым характеристикам межпланетных полетов. Появляется возможность унификации МКК с ЭРД, Разработка унифицированной космической ступени относительно небольших размеров, способной эффективно решить широкий круг транспортных задач, отличаю-Ш51хся существенно различными энергетическими потребностями, придает перспективной программе космических исследований большую гибкость и динамизм. [c.205]

Другими видами баллистических полетов, для которых может потребоваться управление, являются вход в атмосферу и посадка космических снарядов, нолет в пространстве с очень малыми ускорениями, посадка на Луну или планеты без атмосферы. Может понадобиться аппаратура управления и для того, чтобы измерять и регулировать корректирующие импульсы тяги двигателей ракеты при космических полетах. Свободное падение в пространстве является таким случаем полета, в котором акселерометры не дают выходной величины, а положение и скорость снаряда могут быть вычислены только по начальным условиям и известным характеристикам гравитационного поля. [c.669]

Потоки заряженных частиц в космическом пространстве подвержены сильным пространственно-временным вариациям. Особенно это относится к частицам радиационных поясов Земли, плотность потока которых изменяется в десятки тысяч раз в зависимости от расстояния от Земли и испытывает определенные изменения во времени. Значительным пространственно-временным изменениям подвержены потоки солнечного корпускулярного излучения. В связи с пространственно-временными вариациями космических излучений уровень радиации в обитаемых отсеках космического корабля может изменяться во время полета в широком диапазоне значений. При этом характеристики солнечного корпускулярного излучейия не могут быть точно предсказаны заранее (на большой срок и с высокой надежностью). В связи с этим в оценках радиационной обстановки приходится применять статистические подходы, используя понятие риск облучения . [c.269]

Теперь рассмотрим, что же такое современная бортовая навигационная система. Развитие навигационной техники, авиационной и космической, показало, что среди систем автоматического управления движением объектов важное значение имеют автономные системы управления, среди которых наибольшее развитие получили инерциальные системы. В инерциальных системах для счисления пути используются датчики первичной информации о движении объекта и счетно-решающие или вычислительные устройства, а в последнее время — бортовые вычислительные машины. Основная первичная информация снимается с датчиков линейных ускорений, называемых акселерометрами. Они дают информацию о характеристиках движения центра масс объекта в инер-циальном пространстве. Но этих данных для управления движением недостаточно. Необходима информация о вращении объекта относительно центра масс. Для этого используются гироскопические устройства. Информация поступает в бортовые ЭВМ (БЭВМ), где вырабатывается сигнал управления, обеспечивающий нужную траекторию полета, а с него —на органы управления полетом либо на двигательную установку или соответствующие рули (газовые или аэродинамические). Исторически сложилось так, что в первых инерциальных системах имелась стабилизированная платформа, которая вначале выставлялась относительно какой-либо системы координат. Наиболее совершенные платформы были оснащены трехосными гироскопическими стабилизаторами. Однако инерциальные системы с гиростабилизированной платформой имеют ряд существенных недостатков. К ним [c.159]

К середине 30-х годов был накоплен достаточный материал, чтобы газодинамические исследования выделились в самостоятельную область механики сплошной среды — газовую динамику, в которой были четко представлены два направления аэродинамика до- и сверхзвуковая. Тогда же первые шагя делала околозвуковая аэродинамика. С середины 40-х годов стали развиваться работы но аэродинамике гиперзвуковых скоростей. В каждом из направлений изучаются течения газа, которые отличаются друг от друга но величине параметра М — одной из основных характеристик течения газа. При этом рассматривается однородная сплошная среда (совершенный газ с постоянным отношением удельных теплоемкостей). Такие представления господствовали в газовой динамике до конца 40-х — начала 50-х годов, т. е. до того, когда были расширены рамки классической газовой динамики — включены в нее явления, в которых решающими и определяющими были физико-химические эффекты явления диссоциации, ионизации, излучения. Подобное расширение газодинамических представлений, наметившееся еще в конце XIX — начале XX в., явилось результатом бурного развития ракетной, а затем и космической техники. Рабочими скоростями стали скорости 3—5 а а — скорость звука) и более, значительно возросла температура обтекаемых тел. Наряду с новыми проблемами для сверх- и гиперзвуковых скоростей, связанными с учетом физико-химических превращений газа, появились новые дисциплины на стыке газовой динамики с физикой и химией — магнитная газодинамика, динамика плазмы. В связи с полетами в высоких слоях атмосферы, а затем и в космическом пространстве исследователи стали заниматься аэродинамикой разреженных газов, [c.308]

Плоскость оптимальной коррекции в данном случае есть плоскость, перпендикулярная к оси пучка. Эллипс влияния есть окружность, радиус которой равен времени, оставшемуся до попадания в картинную плоскость. Таким образом, вне зависимости от величин и взаимного расположения скоростей планеты и космического аппарата эффективность коррекции в конце траектории определяется временем, оставшимся до сближения с планетой. Иными словами, эффективность коррекции одинакова при полете к Луне и планетам Солнечной системы, если коррекция производится за одинаковое время до попадания в картинную плоскость. Другим выводом является возможность установки нужного направления двигателя для коррекции вблизи планеты путем вращения аппарата вокруг направления на планету. В работе приводятся простые соотношения, определяющие характеристики коррекции на припланетном участке полета. [c.309]

Использование воздушно-реактивных двигателей (ВРД) в авиации дало возможность преодолеть звуковой барьер скорости, увеличить высоту и дальность полета самолетов. Уже достигнуты скорости 2 - 4 М, т.е. в 2 - 4 раза превышающие скорость звука создаются гиперзвуковые летательные аппараты с еще большими скоростями полета. Постепенно авиационная техника смыкается с космической. Пилотируемый космический корабль многоразового действия несет в себе многие качества самолетов, а беспилотный летательный аппарат с ВРД называют крьшатой ракетой. Самолеты с воздушно-реактивными двигателями составляют основу современной авиации, вытеснив самолеты с поршневыми двигателями, эксхшуатаци-онные характеристики которых значительно хуже. [c.171]

Термином вес при указании числовых характеристик ракег и космических аппаратов мы никогда пользоваться не будем. Вес, как известно, определяется силой давления тела, покоящегося на поверхности планеты, на опору. На разных небесных телах он, естественно, различен. Вдобавок космический аппарат при свободном полете в мировом пространстве находится в безопорном состоянии, в состоянии невесомости... Разумнее поэтому указывать его массу. [c.20]

Принцип действия таких систем сходен с принципом действия паруса. Хотя данный парус должен быть больших размеров, задача создания таких конструкций с приемлемыми массовыми характеристиками вполне реальна для современной науки и техники. В частности, в США рассматривались различные типы солнечного паруса в связи с разработками космического аппарата, предназначенного для полета к комете Галлея. Одна из наиболее перспективных конструкций паруса — Солнечный гироскош (рис. 95). Этот гироскоп состоит из 12 лопастей длиной 7,4 км и шириной 8 м, масса каждой лопасти 200 кг для придания некоторой жесткости на лопастях через каждые 150 м предусмотрены рейки . С помощью такого паруса космическому аппарату нужно было сообщить скорость 55 км/с. Для реализации проекта толщина пленки должна быть около 0,0025 мм, а удельная масса 3 г/м. [c.164]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...