Двигатель малой тяги

Для управления скоростью вращения КА широкое применение нашли реактивные двигательные установки, представляющие собой системы с одним или несколькими реактивными двигателями малой тяги, объединенные общей системой подачи топлива. Работа таких двигательных установок во многом определяется длительностью активного существования КА, многократными включениями в условиях орбитального вакуума и невесомости, а также ограничением габаритов и веса. Последнее и определяет главный недостаток реактивных двигательных систем, который заключается в постоянном расходовании рабочего тела, запасы которого в полете невосполнимы. Другим недостатком реактивных двигателей является отсутствие возможности регулирования тяги. Поэтому независимо от требований управляющих устройств двигатели при включении развивают одну и ту же тягу и один и тот же управляющий момент. [c.132]

На современных спутниках для создания условий стабилизации углового положения вращением в состав системы управления обычно входят двигатели, различающиеся как по номинальному значению управляющего усилия, так и по другим характеристикам. Диапазон управляющих усилий таких двигателей, как правило, составляет 10 —10 Н, поэтому такие двигатели получили название двигателей малой тяги, или микродвигателей. [c.132]

Как видно из уравнения (3), для минимизации изменения массы аппарата и, следовательно, расхода топлива в случае двигателей большой тяги с постоянной скоростью истечения необходимо минимизировать интеграл по времени от реактивного ускорения. Из уравнения (4) следует, что для минимизации расхода топлива в случае двигателей малой тяги с постоянной мощностью на выходе необходимо минимизировать интеграл по времени от квадрата реактивного ускорения. Уравнения (3) и (4) позволяют при постановке оптимальных задач рассматривать только параметры движения космического аппарата вне зависимости от его массы, мощности на выходе или скорости истечения. Можно показать, что даже для многоступенчатых ракет минимизация правых частей уравнений (3) и (4) ведет к максимизации полезной нагрузки при условии, что величина тяги может произвольно изменяться. [c.164]

Ниже рассматриваются отдельные задачи о перелетах между эллиптическими орбитами в ньютоновом гравитационном поле. В случае двигателя большой тяги и незакрепленного времени полета решение оптимальной задачи дает абсолютный минимум расхода топлива. Для двигателей малой тяги с ограниченной мощностью абсолютный минимум расхода топлива стремится к нулю, но время полета при этом должно быть бесконечно. Поэтому обсуждаемые здесь перелеты с двигателями малой тяги соответствуют асимптотическим решениям оптимальной задачи, когда время полета становится очень большим. Например, перелеты между орбитами спутников Земли представляют ограниченный интерес, так как из-за весьма малого ускорения от тяги ионного двигателя продолжительность перелета будет довольно большой. [c.164]

Рис. 2. Оптимальный перелет с двигателем малой тяги между круговыми орбитами.

На рис. 4 показан оптимальный перелет с двигателем малой тяги между теми же круговыми орбитами. Перелет выполняется по траектории, аналогичной траектории, показанной на рис. 2, и является оптимальным при любом отношении радиусов орбит. По мере приближения к [c.166]

Рис. 6. Оптимальный перелет с двигателем малой тяги между одинаковыми эллиптическими орбитами.

На рнс. 6 показан оптимальный перелет с двигателем малой тяги между одинаковыми эллипсами в соответствии с результатами работы [211. При таком перелете размеры и эксцентриситет промежуточного эллипса, к которому траектория приближается по спирали, сначала увеличиваются, а затем снова возвраш аются к первоначальным значениям. [c.169]

Рис. 7. Оптимальный перелет с двигателем малой тяги между одинаковыми эллиптическими орбитами, большие оси которых направлены

Рис. 10. Оптимальный перелет с двигателем малой тяги между одинаковыми круговыми орбитами с взаимным наклонением плоскостей орбит,

Перелет с двигателем малой тяги между некомпланарными круговыми орбитами показан на рис. 10. При взаимном наклонении плоскостей начальной и конечной орбит, равном 36°, промежуточные орбиты остаются по существу круговыми, но сначала радиус окружности увеличивается, а затем уменьшается. [c.172]

На рис. 12 показан оптимальный перелет с двигателем малой тяги между теми же круговыми орбитами. Траектория перелета показана здесь под таким ракурсом, чтобы было отчетливо видно, что при таком взаимном наклонении [c.173]

Соответствующий перелет с двигателем малой тяги также происходит в постоянной плоскости (рис. 15). При этом сводится к нулю не энергия, а момент количества движения промежуточной орбиты. Промежуточная орбита становится все более вытянутой и, наконец, вырождается в эллипс с эксцентриситетом, равным единице (прямолинейная орбита). В это время плоскость движения становится неопределенной ее можно выбирать какой угодно, и после поворота космический аппарат постепенно возвращается на исходную круговую орбиту, двигаясь в противоположном направлении. [c.175]

Показанному на рис. 17 перелету с двигателем малой тяги соответствуют круговые промежуточные орбиты, так [c.177]

Рис. 17. Оптимальный перелет с двигателем малой тяги на

Наряду с мощными ракетными двигателями, работающими на высококалорийном топливе в течение небольших промежутков времени, можно использовать и иные виды двигателей, источники энергии, которые создают весьма малую тягу, действующую на космический корабль в течение длительного времени. Уже сейчас разрабатываются проекты космических кораблей с ионными двигателями, кораблей, использующих давление солнечного света. В динамике космического полета рассматривается движение космических аппаратов с двигателями малой тяги, изучаются возможности использования малой тяги для осуществления космических маневров. [c.17]

Движение космических аппаратов с двигателями малой тяги. Коль скоро зашла речь о движении космических аппаратов, снабжен- [c.40]

Пример 6.3. Движение в космосе смолой тягой. В отличие от обычных реактивных двигателей плазменные или ионные двигатели развивают силу тяги F - mg, слишком малую для старта с поверхности Земли. Однако при старте с околоземной орбиты двигатель малой тяги может разогнать корабль до гиперболической скорости. Рассмотрим характерные особенности траектории разгона. [c.50]

НОМ весе указанных ЯРД. Двигатели такого типа называются двигателями малой тяга. Они, конечно, не могут оторвать космический аппарат от поверхности Земли, но оказываются весьма эффективными в космосе. [c.41]

Возмущения орбиты могут вызываться не только природными силами. Их источником может быть также двигатель малой тяги (например, электроракетный или солнечно-парусный), помещенный на борту космического аппарата или спутника Земли. [c.68]

Управляющие реактивные двигатели. Это двигатели малой тяги, работающие на сжатом газе или на жидком топливе — однокомпонентном или двухкомпонентном. Космический аппарат начнет поворачиваться вокруг центра масс, если сопло двигателя так расположено на корпусе аппарата, что линия действия тяги не проходит через центр масс аппарата. Часто, однако, действуют одновременно два сопла, создающие пару сил (две равных и параллельных, противоположно направленных силы), действие которой не отражается на траектории аппарата. Несколько укрепленных на корпусе реактивных сопел способны сообщить космическому аппарату любой необходимый разворот. [c.85]

Как уже говорилось в главе 1, использование двигателей малой тяги оказывается возможным лишь после выведения космического аппарата на орбиту спутника Земли. На этапе же выведения, естественно, применяются двигатели большой тяги, способные оторвать аппарат от Земли и сообщить ему необходимую орбитальную скорость. [c.136]

Солнечный парус отличается от всех других двигателей малой тяги своеобразием управления. [c.143]

В 8, 9 гл. 5 мы уже затрагивали вопрос о движении с малой тягой в околоземном пространстве. Мы видели, что при старте с низкой околоземной орбиты космический аппарат с помощью двигателей малой тяги после многих оборотов вокруг Земли по раскручивающейся геоцентрической спирали достигнет параболической скорости и тем самым обеспечит себе выход из сферы действия Земли. Например, при реактивном ускорении 3 мм/с оказалось возможным через 26,16 сут полета достичь на расстоянии 320 300 км от Земли параболической скорости, а дальнейшее действие двигателя довело еще через 7,8 сут скорость космического аппарата до 3 км/с (на расстоянии 1 673 ООО км). [c.341]

Двигатели малой тяги обеспечивают широкий диапазон реактивных ускорений, которые все малы , но малы по-разному. [c.342]

Может показаться странным, что как в задаче о пролете мимо какой-либо планеты, так и в задаче о выходе на орбиту спутника планеты обычно считают, что гелиоцентрическое движение начинается со скоростью, равной орбитальной скорости Земли, т. е. предполагают геоцентрическую скорость выхода равной нулю Мы ведь знаем, что после того, как достигнута параболическая скорость внутри сферы действия Земли, разгон с помощью двигателя малой тяги может продолжаться, и на границу сферы действия Земли аппарат выйдет с какой-то определенной скоростью. Фактически так всегда и бу дет, но для простоты расчетов можно считать, что после достижения параболической скорости полет до границы сферы действия Земли является пассивным, а затем двигатель действует так, как он фактически и действовал бы еще внутри сферы действия Земли Конечный результат в смысле времени перелета и затраченного рабочего тела от этого не изменится. Но, конечно, когда дело дойдет до проектирования конкретной траектории и нужно будет следить с Земли за фактическим полетом, расчет будет вестись с учетом того, что полет до выхода из сферы действия Земли все время является активным. [c.345]

РАЗРАБОТКИ АППАРАТОВ С ДВИГАТЕЛЯМИ МАЛОЙ ТЯГИ 349 [c.349]

Существует ряд явлений, родственных Э., в к-рых перенос носителей заряда осуществляется не электрич. полем, а градиентом темп-ры (см. Термоэлектрические явления), звуковыми волнами (см, Акустоэлектрический эффект), световым излучением (см. Увлечение электронов фотонами) и т. п. Э. жидкостей, газов и плазмы обладает рядом особенностей, отличающих её от Э. твёрдых тел (см. Электрические разряды в газах, Электрический пробой. Электролиз). Э. М. Эпштейн. ЭЛЕКТРОРАКЁТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (электрореактивные двигатели, ЭРД)—космич. реактивные двигатели, в к-рых направленное движение реактивной струи создаётся за счёт электрич, энергии, Электроракетная двигательная установка (ЭРДУ) включает собственно ЭРД, систему подачи и хранения рабочего вещества и систему, преобразующую электрич. параметры источника электроэнергии к номинальным для ЭРД значениям я управляющую функционированием ЭРД, ЭРД—двигатели малой тяги, действующие в течение длит, времени (годы) на борту космич. летательного аппарата (КЛА) в условиях невесомости либо очень малых гравитац. полей. С помощью ЭРД параметры траектории полёта КЛА и его ориентация в пространстве могут поддерживаться с высокой степенью точности либо изменяться в заданном диапазоне. При эл.-магн. либо эл.-статич. ускорении скорость истечения реактивной струи в ЭРД значительно выше, чем в жидкостных или твердотопливных ракетных двигателях это даёт выигрыш в полезной нагрузке КЛА. Однако ЭРД требуют наличия источника электроэнергии, в то время как в обычных ракетных двигателях носителем энергии являются компоненты топлива (горючее и окислитель). В семейство ЭРД входят плазменные двигатели (ПД), эл.-хим. двигатели (ЭХД) и ионные двигатели (ИД). [c.590]

Развитие космической ракетной техники привело к выделению двух классов задач о полете ракет с двигателями на химическом топливе, т. е. задач о полете с боль-1П0Й тягой (в этом случае на единицу тяги приходится малый вес), и о полете ракет с двигателями малой тяги. Двигатели малохт тяги характеризуют то, что на единицу тяги приходится большо вес, по этот недостаток компенсируется продолжительностью действия тяги при малом расходе массы (для электрореактпвных двигателей) или даже нулевом (для солнечного паруса ). [c.308]

Вариационные проблемы для полета с двигателем малой тяги имеют свою специфику. Ф. А. Цандер в работе Перелеты на другие планеты первым показал принципиальную возможность межпланетного полета с двигателем малой тяги — солнечным парусом. Установка па])уса на движущемся аппарате должна мопяться при его дви- [c.308]

ДТРД Ларзак 04 является современным двухвальным двигателем малой тяги и характеризуется малым числом ступеней турбовентилятора и турбокомпрессора. Двухступенчатый вентилятор приводится одноступенчатой турбиной вентилятора, четырехступенчатый компрессор высокого давления приводится одноступенчатой охлаладаемой турбиной компрессора. Кольцевая камера сгорания с испарительными форс нками обеспечивает низкий уровень выделения дыма и загрязняющих веществ. Двигатель имеет систему уравновешивания осевых сил с наддувом передней полости ротора компрессора и сложной разветвленной системой охлаждения турбины. Он имеет высоконапорный вентилятор (я е =2,2) с длинными рабочими лопатками без антивибрационных полок, но с шарнирными замками крепления. В двигателе применены минимизация радиального зазора в турбине высокого давления на различных режимах эксплуатации с помощью регулируемого обдува воздухом корпуса турбины и ряд других оригинальных конструктивных решений. [c.121]

Хоулдэвей P. Использование двигателей малой тяги для коррекции орбиты и для управления ориентацией спутников. - В кн. Навигация, наведение и оптимизация управления. Труды VII Симпозиума ИФАК, т. 3, М. Наука, 1978. с. 14 22. [c.179]

Рассматриваемые здесь оптимальные задачи связаны с идеализацией применяемых двигательных установок термохимических ракетных двигателей большой тяги и двигателей малой тяги (например, ионных). Считается, что величину тяги как для двигателей большой тяги, так и для двигателей малой тяги можно неограниченно изменять. Предполагается также, что для двигателей большой тяги скорость истечения постоянна, а мош ность на выходе — величина переменная у двигателей малой тяги, наоборот, мош,ность на выходе постоянна, а скорость истечения переменна. Мош,ность истекаюш[ей струи газов определяется уравнением [c.163]

Ошибки системы управления складываются из ошибок, вызываемых разбросом тяг двигателей, ошибок датчиков, усилителей и других органов системы управления. Все эти вместе взятые погрешности приводят к тому, что один аппарат относительно другогр будет выведен с опре- деленным рассеиванием. Фигура рассеивания (шар или эллипсоид) определяется составляющими ошибок по высоте и скорости. Размеры эллипсоида свидетельствуют о точности работы системы управления устройства вывода яа орбиту (ракеты) и точности момента запуска. Для устранения погрешностей вывода и предназначена бортовая система управления стыковкой, которая решает ряд задач, предшествующих стыковке поиск и обнаружение ранее запущенного космического аппарата, слежение за ним с требуемой точностью измерение дальности до него, измерение относительной скорости его перемещения, измерение угловых координат и первых производных от них, т. е. скоростей изменения этих параметров. Все эти данные поступают в бортовое счетно-решающее устройство, которое вырабатывает сигналы, управляющие работой основной двигательной установки и двигателями малой тяги, а также системой ориентации. Эти задачи должны быть выполнены таким образом, чтобы космические аппараты подошли друг к другу стыковочными узлами на расстоянии в несколько метров [27] при относительной скорости перемещения не более 0,1...0,5 м/с, и только тогда подается сигнал на заключительный импульс тяги, приводящей к соединению аппаратов и захлопыванию стыковочных замков. [c.88]

Траекторией разгона будет спиралевидная кривая, охватывающая центр данной планеты. Динамика разгона космического корабля двигателем малой тяги — новая глава современной ракетодина-мики. Если допустить, что в процессе разгона масса корабля не меняется, а сила тяги направлена по касательной к спиралевидной траектории, то задача становится доступной для анализа, основные переменные вычисляются аналитически, и эту задачу можно использовать в преподавании курса теоретической механики. Более точные постановки этой задачи в центре внимания современных исследователей [c.29]

Разгон космического аппарата двигателем малой тяги около планеты до параболической (и выше) скорости возможен лишь при очень большом количестве витков, сделанных аппаратом вокруг планеты. В этом случае оптимальное управление удовлетворительно аппроксимируется постоянным касательным ускорением. Любопытный класс траекторий с таким ускорением исследовал Д. Е. Охоцимский [11 Интересные задачи разгона рассматривались и в случае неоптимального управления. Очень простым управлением является постоянный вектор ускорения, все время направленный к центру Земли. Такая задача интегрируется в эллиптических функциях, но при малых ускорениях не дает разгона. Однако если ускорение по определенной программе то включается, то выключается или попеременно меняет направление вдоль радиуса-вектора, то разгон можно получить (Петти [12], Пайевонский [13]). Действительно, в этом случае имеют место интегралы уравнений движения [c.41]

Величина реактивного ускорения показывает, для каких космических операций может быть применен двигатель того или иного типа. Например, для резких маневров нужен двигатель, создающий значительное реактивное ускорение. Двигатель с малым реактивным ускорением не может даже оторвать космический аппарат от поверхности Земли. Условно все двигатели могут быть разделены на два класса двигатели большой тяги (точнее, большого реактивного ускорения), создающие реактивное ускорение, превышающее ё =9,8 м/с , и двигатели малой тяги (точнее, малс о реактивного ускорения), создающие реактивное ускорение, меньшее д. (Чаще всего под двигателями малой тяги понимают двигатели, создающие реактивные ускорения в тысячи раз меньшие д.) [c.27]

Совершенно иначе обстоит дело, если в космическом пространстве действует двигатель малой тяги. В этом случае силы тяготения сравнимы по величине с тягой, гравитационными потерями скорости пренебрегать нельзя и конечная скорость, достигаемая космическим аппаратом, не имеет ничего общего с характеристической. Расчет необходимых энергетических ресурсов теперь уже не может быть произведен по формуле Циолковского даже прИ ближенно и требует совершенно иных математических методов. [c.79]

Но вот между АА и ПА осталось несколько сот метров. Относительная скорость составляет несколько метров в секунду. Как теперь ни двигаться до цели, с какого-то момента нужно начать торможение, чтобы во-время остановиться, причем сделать это вплотную к ПА было бы рискованно. В конечном счете причаливани осуш,ествляется со скоростью в несколько десятков сантиметров в секунду. На последнем участке в несколько сот метров действуют химические двигатели малой тяги. [c.134]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...