Полет в с малой тягой

Первые и вторые режимы в наклонном полете имеют те же особенности, что и в горизонтальном. Так, например. при снижении с малой тягой полет с постоянной скоростью обеспечивается тем, что составляющая веса G sin 0, направленная по движению, уравновешивает лобовое сопротивление. Здесь эта составляющая веса эквивалентна тяге двигателя в горизонтальном установившемся полете. [c.170]

В работе [30] показано, что в качестве критерия эффективности двигательной установки с малой тягой при осуш ествлении межпланетных полетов надо взять функционал [c.134]

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]

Легко понять, что если возмущающее воздействие атмосферного сопротивления, направленного противоположно движению, заставляло спутник снижаться по спирали, то возмущение орбит малой тягой в сторону полета должно принудить спутник подниматься по раскручивающейся спирали, показанной на рис. 44 сплошной линией. При этом в случае старта с круговой орбиты каждый последующий виток спирали будет до поры до времени мало отличаться от окружности. Аналогично аэродинамическому парадоксу спутника существует и парадокс разгона космического аппарата с малой тягой несмотря на то, что сила тяги действует в сторону движения, скорость аппарата уменьшается. Если бы можно было заснять на кинопленку спиральный спуск спутника в атмосфере, то, прокрутив ее от конца к началу, мы увидели бы на экране спиральный подъем спутника под действием малой тяги. При этом замедление космического аппарата является таким, будто бы сила тяги не разгоняет его, а толкает назад. [c.136]

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]

До сих пор мы рассматривали траектории полета с малой тягой, обеспечивавшие простой гиперболический пролет мимо планеты назначения. Космический аппарат, снабженный двигательной системой малой тяги, может совершить посадку на планету, используя для торможения или ракетный двигатель большой тяги, или атмосферную подушку планеты. Однако для космического аппарата с малой тягой особенный интерес представляет выход на орбиту искусственного спутника планеты. Масса такого спутника может быть существенно больше массы спутника, выводимого на орбиту методами, излагавшимися в предыдущих главах (исключая случай аэродинамического торможения), при условии, что массы космических аппаратов, сошедших с околоземной орбиты, будут одинаковы. [c.343]

Как видим, экспедиции с малой тягой не дают выигрыша во времени по сравнению с импульсными перелетами при технически реальных реактивных ускорениях, но дают большой выигрыш в полезной нагрузке. Выигрыш во времени при полетах к дальним планетам обнаруживается, как мы знаем (глава 14), если цель полета — простой пролет мимо планеты, без выхода на орбиту и без возвращения на Землю. К пилотируемым полетам это не может относиться. [c.464]

Первая часть, озаглавленная Динамика полета , является самой большой по объему и наиболее значительной по содержанию частью Книги. Здесь рассматриваются различные вопросы механики траекторного движения космических аппаратов при выходе их на орбиту, при движении в межпланетном пространстве, а также при входе в атмосферу. Несмотря на некоторую неровность изложения и отдельные повторения, охватываемый круг вопросов дает достаточно полное представление о задачах и методах нового раздела механики — астродинамики. Затрагиваются проблемы оптимального программирования тяги ракет, динамики полета космических аппаратов с малой тягой, перехода между орбитами, особенности расчета траекторий полета к Луне и даже дается оценка релятивистских эффектов, имеющих место в космических путешествиях. Несколько выпадает из общего плана I части глава 10, посвященная термодинамике торможения космического аппарата в атмосфере, где изложение имеет, пожалуй, слишком специальный характер. [c.8]

На рис. 6.62 приведены графики, характеризующие время полета на активном участке (в часах, сутках и месяцах в качестве единиц измерения) и дистанцию отрыва (в земных радиусах) корабля, стартующего с круговой околоземной орбиты высотой 300 морских миль и развивающего параболическую скорость, в зависимости от величины активного ускорения корабля. Графики построены для случая постоянного тангенциального ускорения. Подробный анализ механики полетов с малой тягой дается в работах [23, 24, 25, 26,. 27 и 41], к которым мы и отсылаем читателя. Общие данные об орбитах полетов с малой тягой для широкого диапазона значений /др и щ приведены в работе [1]. В задаче ухода от Земли предположение о постоянстве активного ускорения для систем с очень высоким удельным импульсом (/др > 6000 сек при 5-10 < л < 5 10 ) является достаточно хорошим приближением. Для систем с /5р< 1500 сек возможны активные ускорения в диапазоне от до 10 , ввиду чего отношение масс увеличивается и ускорение уже нельзя считать постоянным. Для случая совсем низкого удельного импульса (450 сек) и начального ускорения [c.233]

Как было показано ранее, полеты во внешнюю область солнечной системы по траекториям минимального расхода топлива характеризуются крайне продолжительными временами перелета, особенно при полетах за орбиту Юпитера. Здесь даже такие малые начальные ускорения, как Ио-< 10" , могут помочь в убыстрении этих перелетов. На рис. 6.63 даны два примера траекторий перелетов с малой тягой к Юпитеру и Сатурну. [c.235]

ПОЛЕТЫ С МАЛОЙ ТЯГОЙ В ГРАВИТАЦИОННЫХ ПОЛЯХ ПРИ ПЕРЕМЕННОЙ СКОРОСТИ ИСТЕЧЕНИЯ [c.286]

ПОЛЕТЫ с МАЛОЙ ТЯГОЙ в ГРАВИТАЦИОННЫХ ПОЛЯХ [ГЛ. 8 [c.288]

ПОЛЕТЫ С МАЛОЙ ТЯГОЙ В ГРАВИТАЦИОННЫХ ПОЛЯХ [c.292]

ПОЛЕТЫ с МАЛОЙ тягой В ГРАВИТАЦИОННЫХ ПОЛЯХ [c.306]

При определении грузоподъемности корабля с малой тягой необходимо предположить, что он уже находится на низкой круговой начальной орбите (скажем, высотой 200 миль), куда он был предварительно выведен ракетой-носителем. Полезная нагрузка в дальнейшем полете к Марсу будет определяться как часть полного веса корабля па этой начальной орбите. Для объективности проводимого сравнения ракеты с малой тягой и баллистической ракеты будем полагать, что последняя также предварительно выведена носителем на круговую орбиту высотой 200 миль над поверхностью Земли. [c.313]

ПОЛЕТЫ С МАЛОЙ тягой в ГРАВИТАЦИОННЫХ ПОЛЯХ [c.318]

Заключительный 3.4 разбит на два идеологически дополняющих друг друга раздела. Первый из них посвящен полету ракеты с большой реактивной тягой и, как следствие, с большим ускорением. Второй, наоборот, — полету с малой тягой и с малым ускорением. Плоские уравнения движения уточняются для различных важных частных случаев. Кроме того, первый раздел знакомит с интересной задачей о движении многоступенчатых ракет, о распределении масс ступеней для придания составной ракете максимальных скоростных показателей. При исследовании полета с малым ускорением в свободном полете и в поле тяготения анализируются оптимальные режимы работы двигателей КА с помощью решения условных вариационных задач. [c.77]

В книге в доступной форме, без применения сложного математического аппарата, но вместе с тем вполне строго излагаются основы космодинамики — науки о движении космических летательных аппаратов. В первой части рассматриваются общие вопросы, двигательные системы для космических полетов, пассивный и активный полеты > поле тяготения. Следующие части посвящены последовательно околоземным полетам, полетам к Луне, к телам Солнечной системы (к планетам, их спутникам, астероидам, кометам) и за пределы планетной системы. Особо рассматриваются проблемы пилотируемых орбитальных станций и космических кораблей. Дается представление о методах исследования и проектирования космических траекторий и различных операций встречи на орбитах, посадки, маневры в атмосферах, в гравитационных полях планет (многопланетные полеты и т. п.), полеты с малой тягой и солнечным парусом и т. д. Приводятся элементарные формулы, позволяющие читателю самостоятельно оценить начальные массы ракет-носителей и аппаратов, стартующих с околоземной орбиты, определить благоприятные сезоны для межпланетных полетов и др. Книга содержит большой справочный числовой и исторический материал. [c.2]

Энергетические затраты на транспортировку таких КА с опорной околоземной орбиты определяются характеристической скоростью. Так называют скорость, которую КА приобрел бы в идеальном случае, если бы вектор тяги имел постоянную ориентацию, а гравитационные силы, сопротивление атмосферы и другие силы на него не действовали. На рис. 6.1 показана зависимость характеристической скорости Vx от относительного ускорения g/go (go ускорение силы тяжести на поверхности Земли) для перелета с опорной околоземной орбиты высотой 200 км и наклонением 51,6° на геостационарную орбиту (высота 36000 км, наклонение 0°). При величине gjgQ порядка 1 Vx 4,8 км/с, а при уменьшении g/g до 10 — 10" скорость Vj возрастает примерно до 8 км/с. Это объясняется увеличением гравитационных потерь вследствие роста продолжительности полета в случае малых ускорений. [c.206]

Сравнение баллистической ракеты и ракеты малой тяги. В этом разделе мы займемся сравнением грузоподъемности баллистической ракеты и ракеты с малой тягой (см. [10] и [13—17], где рассматриваются баллистические траектории космических полетов). Под баллистическими ракетами понимаются ракеты, достигаюш,ие больших приростов скорости за короткое время работы двигателя, как это имеет место в обыкновенных химических ракетах или ракетах с ядерным теплообменником. При облетной экспедиции к JVIap y баллистическая ракета должна получить по крайней мере четыре импульсных приращения скорости, а именно [c.320]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...