Ракета идеальная

Радиолокация орбитальная 254, 395 Радиотелескоп космический 158, 174, 187 Радиус эффективный 208, 322 Ракета идеальная 30 [c.508]

Несмотря на обилие принципиальных неясностей, связанных с реализацией идеи фотонной ракеты, сама эта идея вызывает большой интерес. Это не случайно, ведь такая ракета — идеальное средство для межзвездных перелетов. [c.682]

Несмотря на то что идеальной жидкости в действительности не существует, многие теоретические решения, полученные в предположении идеальности жидкости, имеют большое практическое значение. Пригодность модели идеальной жидкости для многих задач обтекания тел объясняется прежде всего тем, что идеальная жидкость сохраняет основные свойства реальных жидкостей (непрерывность, или сплошность). Кроме того, при обтекании хорошо обтекаемых тел (крыла самолета, ракеты, лопатки турбины и пр.) влияние вязкости на распределение давления по поверхности этих тел сказывается лишь в очень слабой степени. Однако влияние вязкости оказывает решающее значение при подсчете сопротивлений тел в движущейся жидкости. [c.86]

Конечно, образующиеся при этом фотоны, мезоны и другие частицы будут разлетаться во все стороны, как и при обычном взрыве. Серьезной проблемой будет организовать, дисциплинировать эти потоки, направить их в одну сторону, чтобы получить реактивную струю. Зенгер предложил использовать для этой цели электронное облако — сталкивающиеся плотные потоки электронов. Расчеты показали, что в некоторых случаях такое электронное облако может исполнять роль идеального зеркала, которое будет отражать все лучи в одну сторону и создавать тягу ракеты. [c.193]

Не задерживаясь на технических частностях, представим себе, что идеальный манипулятор создан. Мы уже говорили, как стремительно вырастет производительность труда на подъемно-транспортных работах. До сих пор ни густые леса подъемных кранов всевозможных конструкций — рельсовых, мостовых, автомобильных, велосипедных, портальных, ни десятки тысяч электроталей, лебедок, подъемных стрел и домкратов, ни юркие стада автопогрузчиков не дали радикального решения проблем механизации перемещения тяжестей. Миллионы людей на товарных станциях и заводских дворах продолжают ворочать бочки и ящики, закреплять и отцеплять тросы. Тяжелая профессия грузчика во всем мире остается одной из самых массовых. Фактически в положении грузчиков, только более высокой квалификации, оказываются сборщики крупных машин шагающих экскаваторов и прокатных станов, паровых турбин, блюмингов, гидропрессов. Каждая деталь весит иногда тонны, а то и десятки тонн и элементарные операции сборки превращаются в головоломные задачи, требующие виртуозного искусства и многочасового труда. То же самое можно сказать о судостроителях, создателях гигантских самолетов и космических ракет. [c.291]

Для ориентации и стабилизации ракет и космических кораблей используют гироскопы — приборы, помогающие кораблю двигаться в заданном направлении. В электростатических гироскопах из бериллия изготовляют наиболее ответственную деталь — так называемый инерциальный элемент. Он представляет собой сферу из бериллия, заключенную в оболочку из керамики, внутри которой создается вакуум и электрическое поле. В этом поле подвешивается бериллиевая сфера — ротор. Зазор между вращающимся с высокой скоростью ротором и электродами составляет несколько сотых долей миллиметра. Ротор должен иметь идеально отполированную поверхность. Изготовленный из бериллия миниатюрный ротор сохраняет стабильность размеров в условиях высоких скоростей и перегрузок. [c.641]

Таким образом, даже в идеальном случае (отсутствие тяготения) невозможно достичь первой космической скорости vi == = 8 км/с и, следовательно, невозможно осуществить запуск искусственного спутника Земли. Но мы знаем, что спутники создаются и, более того, при помощи ракет достигают и второй космической скорости иц =11,2 км/с. Как же это делается [c.127]

Несмотря на высокую точность изготовления ракеты, она имеет некоторую асимметрию, порождающую возмущающий момент, приложенный к ракете, в результате чего угол атаки стремится уклониться от нуля. Причиной такого возмущения могут быть отклонение от идеального направления силы тяги, дефекты системы управления рулями, несбалансированность и т. д. Чтобы уменьшить дисперсию траекторий, обусловленную такой асимметрией, в особенности в момент старта, необходимо посредством дифференциального управления рулями сообщить ракете движение крена, которое должно нейтрализовать эффект асимметрии. Скорость крена должна быть не слишком велика вследствие возможности возникновения неустойчивости Магнуса или взаимодействия с колебаниями конструкции и не слишком мала вследствие неопределенности величины возникающего отклонения. [c.166]

Материальной системой ) называется такая совокупность материальных точек, в которой движение каждой точки зависит от положения и движения остальных точек. Самое существенное в этом определении то, что точки материальной системы каким-то образом взаимодействуют друг с другом — и поэтому их движения взаимно связаны. Определение материальной системы кажется очень общим — и поэтому несколько расплывчатым и абстрактным — это потому, что под это определение подходит весьма большое количество самых разнообразных объектов, встречающихся в различных задачах физики и техники — например, упругое тело, жидкое тело, машинный агрегат, живое существо, ракета переменной массы. Солнечная система и т. п. весьма частным случаем материальной системы является абсолютно твердое тело, которое можно рассматривать как совокупность материальных точек, связанных между собой идеальными стерженьками. [c.60]

В работе Ю. А. Горелова (1960) были определены условия, выполнение которых обеспечивает экстремальное движ ние ракеты по криволинейной траектории. Состав оптимального управления в задаче ракетодинамики движения с идеальным невесомым двигателем ограниченной тяги в плоскопараллельном гравитационном поле был подробно исследован в работах В. К. Исаева (1961—1962). Им была показана эффективность применения принципа максимума Л. С. Понтрягина (1961) в решении сложных задач ракетодинамики. Метод Л. С. Понтрягина завоевал особую популярность в последние годы, с чем связан большой прогресс, достигнутый во всем мире при решении практических задач ракетодинамики со сложными ограничениями. [c.274]

Скорость, вычисляемая по формуле Циолковского, характеризует энергетические ресурсы ракеты. Она называется идеальной. Мы видим, что идеальная скорость не зависит от секундного расхода массы рабочего тела, а зависит только от скорости истечения ку и от числа г=/г2о//Пк, называемого отношением масс или числом Циолковского. [c.26]

Зададимся определенным значением скорости истечения ку. Тогда, если секундный расход велик (н, следовательно, велика тяга), ракета быстрее израсходует рабочее тело и приобретет идеальную скорость. Если же секундный расход мал (мала тяга), то на израсходование всего рабочего тела потребуется гораздо больше времени. Но поскольку в обоих случаях скорость истечения была одинакова, то и приобретенная в конечном счете идеальная скорость будет также одинаковой. [c.26]

В начале космической эры значение 5= 10 считалось весьма большим. Однако для первой ступени американской лунной ракеты Сатурн-5 уже было 5=16. Приняв определенное значение р, мы сможем вычислить г, а следовательно, по ( рмуле (2) и идеальную скорость. И, наоборот, определив по идеальной скорости число 2, мы сможем вычислить относительную начальную массу или коэффициент полезной нагрузки. [c.29]

Тем не менее при заданном уровне конструкторского искусства (скажем, при 5=15) можно построить ракету, способную развить необходимую идеальную скорость при прежнем значении скорости Истечения. Но для этого надо существенно изменить структуру ракеты. [c.29]

По этой формуле, задавшись определенным качеством топлива (оно характеризуется скоростью истечения 1ю), совершенством конструкции (з) и зная необходимую для космического полета идеальную скорость V, мы можем найти относительную начальную массу и, следовательно, узнать, какой должна быть начальная масса всей ракеты, если полезная нагрузка составляет величину Шп- Наиболее важное отклонение от реальных условий космической техники при выводе формулы (8) состояло в предположении одинаковости скоростей истечения ш и чисел 5 для всех ступеней. Несмотря на это, мы в дальнейшем будем широко пользоваться формулой (8) для прикидочных оценок начальных масс ракет-носителей, стартующих с земной поверхности, а также космических аппаратов, монтируемых на околоземной орбите. [c.32]

Рис 4. Зависимость относительной начальной массы Р (логарифмический масштаб) от скорости истечения ш для различных значений идеальной скорости к при ч=15 в случаях- а) трехступенчатой и б) одноступенчатой ракеты [1 5]. [c.33]

В таблице 16 Приложения П приведены значения относительной начальной массы Р в зависимости от отношения и/ш и от числа п для значений 5, равных 15 и 20. Мы в дальнейшем будем часто обращаться к этой таблице, понимая под идеальной скоростью арифметическую сумму V скоростей, приобретаемых полезной нагрузкой на разных этапах полета с учетом потерь, — так называемую суммарную характеристическую скорость. Как видно из табл. 17, при малых значениях отношения идеальной скорости к скорости истечения (меньших примерно 1,5) многоступенчатая ракета не дает выигрыша по сравнению с одноступенчатой при величине отношения 1,5 преимущество двухступенчатой ракеты перед одноступенчатой очень невелико и дальнейшее увеличение числа ступеней вовсе ничего не дает. [c.34]

На первый взгляд может показаться, что энергетические ресурсы обеих ракет должны быть одинаковы, но это неверно. Если бы разгон ракеты происходил в свободном пространстве, то приобретенная начальная скорость просто равнялась бы идеальной скорости ракеты. Но действие сил притяжения Земли, а также сопротивления атмосферы приводит к так называемым гравитационным и аэродинамическим потерям [1.36]. Ракета должна компенсировать эти потери дополнительной затратой топлива, и в результате фактическая приобретенная скорость всегда оказывается меньше идеальной. [c.73]

Предположим, что для экспедиции на Луну используется шестиступенчатый ракетный комплекс, причем четыре ступени расходуются для вывода корабля на траекторию полета к Луне, а две — для посадки на Луну и старта с нее. Можно сказать и иначе (так обычно и говорят) ракета-носитель — четырехступенчатая, а космический корабль имеет две ракетные ступени. Пусть первые три ступени выводят космический корабль на промежуточную круговую орбиту спутника Земли, расположенную на высоте 200 км. Круговая скорость на этой высоте равна 7,8 км/с. Оценим величину гравитационных потерь скорости и потерь на сопротивление в 1,2 км/с, т. е, будем считать, что выход на орбиту потребовал характеристической скорости, равной 9 км/с. Каждая из использованных трех ступеней сообщила кораблю идеальную скорость 3 км/с. [c.271]

Если бы было возможно производить отбрасывание этой пассивной массы непрерывно, как это имеет место в непрерывной ракете (ракете с бесконечным количеством ступеней, рис. 16), то мы имели бы идеальное решение вопроса. Однако простые технические со- [c.67]

Оба отношения, выражаемые формулами (101) и (102), изменяются в пределах от 1 до оо при изменении от нуля до той величины этой дроби, которая может быть достигнута с помощью простой ракеты. При 8 = 0 эти отношения равны единице для любой скорости ракеты, так как в этом случае составная ракета ничем не отличалась бы от идеальной простой ракеты, у которой топливо не нуждается в баках. [c.69]

Для того чтобы яснее представить преимущества и недостатки различных типов ракет, произведем сравнение следующих схем 1) простой ракеты А, 2) составной ракеты Б, 3) непрерывной ракеты Б и 4) идеальной ракеты Г (рис. 16). [c.69]

В идеальном случае, когда масса увлекаемого воздуха бесконечно велика и сопротивление его равно нулю, кинетическая энергия продуктов сгорания полностью преобразуется в энергию движения ракеты и ее к.п.д. будет равен единице. [c.84]

Таким образом, если в описанном выше идеальном случае ракета несет с собой горючее и кислород в [c.84]

Если, далее, у двух сравниваемых ракет, движущихся одна в свободном пространстве, а другая в поле тяготения, закон изменения ускорения один и тот же, то все ранее выведенные формулы для составных ракет (см. гл. VI, 6) сохраняют силу при условии, что г к рассматривается как идеальная скорость. Для этого случая можно также вычислить, какая истинная скорость соответствует идеальной скорости, и наоборот. Таким же способом можно сравнить и величины пройденных путей. [c.141]

При гиперзвуковом обтекании тонкого тела с затупленной носовой частью образуется отошедшая ударная волна, в передней части которой давление возрастает настолько сильно, что даже при малых размерах затупления аэродинамическое сопротивление может сугцественно увеличиться. Мимо этого факта нельзя пройти в связи с тем, что реальные тела (крылья, фюзеляжи, корпуса ракет) всегда бывают затуплены. Осухцествить полет идеально заостренного тела нельзя хотя бы потому, что при больших скоростях полета нагревание воздуха около носовой [c.124]

Это имеет место и для инерциальных систем баллистических ракет, о которых будет идти речь далее. Но здесь из-за короткого времени работы двигателя ракеты, как правило, упомянутые ошибки не успевают вырасти до недопустимых- значений. Неустойчивость сохраняется и для системь пространственной навигации, в которой ньютонометры расположены на площадке, стабилизированной относительно направлений на неподвижные звезды. Уравнения идеальной работы системы пространственной навигации были составлены в 1942 г. Л. И. Ткачевым. Неустойчивость таких систем была обнаружена значительно позднее другими авторами. В обсуждении необходимой точности гироскопов и акселерометров для обеспечения удовлетворительной работы пространственной навигационной системы принял участие Н. И. Остряков — один из замечательных советских инженеров, под руководством которого были созданы многие отечественные гироскопические приборы. В результате стало ясно, что основным препятствием на пути практического осуществления инерциальной навигации было лишь колоссальное несоответствие между фактически достигнутой точностью гироскопов и акселерометров и той точностью их, которая необходима, чтобы инерциальная система длительного действия могла удовлетворительно функционировать. [c.183]

Динамическая часть задачи. В связи с указанным в п. 2,1 разделением полной вариационной проблемы на весовую и динамическую части, фундаментальное значение имеют решения задачи ракетодинамики оптимального движения с идеальным невесомым двигателем ограниченной тяги Р ( )- тах) обеспечиваюш ие минимум суммарного прираш е-ния характеристической скорости. Первы в работы по проблеме оптимизации в ракетодинамике относятся к 1946 г. Тогда А. Ю. Ишлинским было показано, что условие постоянства скорости реактивной струи эквивалентно гипотезе о том, что при отбрасывании реактивной струи освобождается кинетическая энергия, пропорциональная расходу массы 9 А. А. Космодемьянским и Д. Е. Охоцимским была подробно исследована задача оптимального подъема ракеты по вертикали на максимальную высоту. Эти исследования были далее развиты в работах В, В, Белецкого (1956), В. А, Егорова (1958), В. К. Исаева, А. И. Курьянова и В. В. Сонина (1964) и других. Суш ественным явилось онубликованное в 1957 г. Д. Е. Охоцимским и Т. М. Энеевым (и независимо от них Д. Ф. Лоуденом и Б. Д. Фрайдом) решение задачи об оптимальном выведении спутника на круговую орбиту. Был получен важный результат о том, что вдоль оптимальной траектории тангенс угла направления тяги ф является дробно-линейной функцией времени [c.273]

Конечно, этот вывод верен лишь для воображаемого свободного от сил пространства. В реальных же условиях вмешательство посторонних сил приводит к тому, что приобретенная ракетой скорость отличается от идеальной. ЭЬго отличие особенно велико, когда сила тяги мала. Когда же сила тяги и секундный расход велики, то за короткое время, пока расходуется рабочее тело, действие посго-ронних сил (не слишком значительных по сравнению с силой тяги) скажется слабо на движении и приобретенная ракетой скорость будет сравнительно мало отличаться от идеальной- [c.26]

Допустим, что перед нами поставлена цель спроектировать ракету, скажем, для достижения Венеры. Необходимая для этого идеальная скорость у=12км/с ). Примем скорость истечения >=3 км/с. Тогда согласно формуле (2а) необходимое число Циолковского 2 еоб=е =е Я5 54,6. Если вспомнить, что число 5 заведомо больше 2, то станет ясно, что построить нужную ракету нам не удастся, так как мы не сможем вместить необходимое количество топлива в конструкцию, удовлетворяющую сколько-нибудь разумным требованиям прочности. [c.29]

Каждая субракета добавляет к уже имеющейся скорости собственную идеальную скорость, и в результате конечная идеальная скорость многоступенчатой ракеты складывается из суммы идеальных скоростей отдельных субракет. В теории многоступенчатых ракет доказывается, что если эффективные скорости истечения w и конструктивные характеристики 5 одинаковы для всех ступеней, то [c.30]

К сожалению, невозможно отделять баки по частям, по мере их опорожне-ния. Еще более жалко, что невозможно отделение этих частей со скоростью исте-ч ения рабочего тела. Впрочем, подобная идеальная ракета была бы полностью эквивалентна гипотетической ракете, состоящей из одного лишь рабочего тела и целиком сгорающей. [c.30]

Может быть доказано также следующее положение. Если заданы идеальная скорость и одинаковая для всех ступеней скорость истечения 150, а также заданы конструктивные /гамезтя характеристики 5 для всех ступеней (вообще говоря, разные), то отношение начальной массы Мо многоступенчатой ракеты к полез- [c.31]

Допустим, необходимое для одноступенчатой ракеты число Циолковского оказалось технически нереальным. Построим многоступенчатую ракету. Для достижения суммарной идеальной скорости V каждая ступень должна будет сообщить полезной нагрузке скорость ь п (если число ступеней равно п). Следовательно, число Циолковского для каждой субракеты будет [c.31]

Гравитационные и аэродинамические потери на участке разгона для современных ракет-носителей обычно не превышают примерно 20% реально приобретаемой скорости — начальной скорости пассивного полета. Увеличив приобретаемую скорость на эту величину, мы найдем характеристическую скорость выведения на орбиту. Идеальная скорость проекгируемой ракеты-носителя должна быть равна характеристической скорости (плюс, строго говоря, очень малая величина, соответствующая небольшому запасу топлива на всякий случай ). [c.76]

Практическое равенство характеристической скорости (энергетической характеристики космической операции) и идеальной скорости (энергетической характеристики ракеты-носителя) приводит к тому, что оба эти термина часто употребляются наравне (один взамен другого). Но так будет не всегда. Когда в ракетнук [c.76]

Дальность полета ракеты Редстоун составляла примерно 320-400 километров. Поскольку эта ракета имела значительно большие габариты, чем ракета Фау-2 (длина—21,2 метра, диаметр — 1,8 метра, размах стабилизаторов—4,4 метра, стартовый вес — 18 ООО килограммов, тяга ракетного двигателя при старте —29500 килограммов), боевая часть должна была весить не менее 5 тонн. Большая полезная нагрузка делала ракету Редстоун почти идеальным ускорителем — вернее, первой ступенью — для весьма сложных и тяжелых опытных многоступенчатых ракетных систем. Например, она могла бы нести многоступенчатую систему связок ракет на твердом топливе, и надо сказать, что этот эксперимент не замедлил состояться. Вечером [c.371]

Топливные баки. Произведем теперь сравнение простой ракеты с составной и непрерывной ракетами, причем будем рассматривать случай, когда они имеют одинаковые величины Шп, Шл и vie, но различные значения mQlmrp, равные соответс1венно и Ев (для идеальной ракеты [c.71]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...