Траектория снижения

Последние два запуска показали безукоризненную работу всех корабельных систем, хорошую воспроизводимость параметров полетов по орбитам, точность выполнения команд, передававшихся с наземных станций управления, абсолютную надежность системы теплозащиты кораблей и умеренные величины перегрузок на траекториях снижения. [c.437]

Крайне существенное значение в этом аспекте имела отработка конструкций ракетных двигателей, систем ориентирования и тормозных реактивных установок, используемых для перевода корабля с орбитального полета на траекторию снижения. Столь же важной являлась отработка систем безопасности посадки корабля на поверхность Земли по окончании полета. [c.438]

Конструкция его существенно отличалась от конструкции кораблей ранней постройки. Он был снабжен двумя тормозными двигательными установками, и это обстоятельство, гарантировавшее надежность перехода корабля с орбиты спутника на траекторию снижения, определило выбор более удаленной орбиты — с перигеем 178 км, апогеем 409 км и периодом обращения 90,1 мин примерно на 2 мин превосходившим продолжительность периода обращения кораблей класса Восток Приданная ему система так называемой мягкой посадки на Землю обеспечивала приземление кабины пилота с практически нулевой скоростью. Высокая надежность герметизации кабины впервые в истории позволила экипажу совершить полет без скафандров. Новая телевизионная система обеспечивала передачу на Землю не только изображений из кабины корабля, но и изображений наблюдавшегося экипажем окружающего космического пространства. [c.447]

Совершив 16 полных оборотов вокруг Земли и выполнив полетную программу, корабль Восход 13 октября 1964 г. в 10 час. 47 мин. по московскому времени приземлился в заданном районе на севере Целинного края. Приземление прошло столь же успешно — с умеренными перегрузками на траектории снижения и с мягкой посадкой кабины, без толчков и ударов. Отвечая журналистам, спрашивавшим, с чем можно сравнить приземление Восхода — с приземлением самолета или с быстрой остановкой автомобиля, командир корабля В. М. Комаров ответил на пресс-конференции в МГУ 21 октября 1964 г., что посадка была мягче, чем остановка современного лифта [c.448]

В приборном отсеке находились приборы радиооборудования, аппаратура управления кораблем и аппаратура терморегулирования, источники электропитания, жидкостная тормозная двигательная установка и резервный пороховой тормозной двигатель. С наружной стороны корпуса отсека были размещены двигатели системы ориентации корабля, радиатор системы терморегулирования, антенны радиосистем и баллоны со сжатым кислородом и воздухом для вентиляции скафандров космонавтов и для аварийных нужд. В конструкции корабля предусматривалось отделение приборного отсека при выходе на траекторию снижения [3]. [c.449]

Ошибка в определении отклонения самолета от линии курса не более 0,6% расстояния до радиолокатора плюс 10% фактического линейного отклонения от линии курса, но не менее 9 м Ошибка в определении отклонения вверх или вниз от заданной траектории снижения не более 0,4% расстояния до радиолокатора плюс 10% фактического линейного отклонения от заданной траектории, но не менее 6 м Ошибка в определении дальности от точки расчетного приземления не более 30 м плюс 3% расстояния до самолета [c.266]

Чем больше тяга, тем более пологая траектория снижения с постоянной скоростью. [c.176]

Посадка по-вертолетному осуществляется следующим образом. Снижение по наклонной траектории выполняется с постепенным уменьшением скорости по траектории. Снижение заканчивается зависанием вертолета на высоте, равной примерно 2 м, после чего производится вертикальное снижение до приземления. [c.208]

ГЛИССАДА—-прямолинейная траектория снижения или подъема под углом 0 к горизонту. [c.221]

Минимальная длина траектории снижения при подходе к аэродрому в условиях плохой видимости для современных самолетов составляет 5—7 км. Угол планирования составляет 2—5° в зависимости от типа самолета. [c.400]

Вход в плотные слои атмосферы должен происходить достаточно полого, чтобы торможение в атмосфере происходило не слишком быстро, иначе космонавт испытает гибельную перегрузку (в качестве предельного обычно принимается коэффициент перегрузки, равный 10 ). Поскольку орбиты кораблей-спутников из-за радиационной опасности располагаются невысоко, для перехода на траекторию снижения достаточно сообщить спускаемому аппарату с помощью тормозной двигательной установки слабый ракетный импульс в сторону, противоположную полету. Для этого необходима предварительная ориентация корабля. Советские корабли-спутники типа Восток перед включением бортовой двигательной установки ориентировались на солнечный свет. [c.120]

Наименьший импульс требуется в том случае, когда точка входа в плотные слои атмосферы находится на стороне Земли, противоположной точке схода с орбиты (трасса снижения охватывает дугу 180°). Однако такой маневр требует слишком большой точности величины и направления тормозного импульса. Обычно траектория снижения короче описанной и входит в плотные слои атмосферы несколько более круто, но угол входа не превосходит 5°. При этом выгоднее с точки зрения расхода топлива сообщить тормозной импульс не прямо противоположно движению, а под тупым углом к вектору скорости оптимальный тормозной импульс должен иметь кроме трансверсальной еще и радиальную составляющую, направленную к Земле Величина импульса составляет 150— 200 м/с [c.120]

Гринвичу (ТО +99 ч 46 мин) астронавты включили ЖРД посадочной ступени лунного корабля, он проработал 15 сек на тяге, равной 10% максимальной, и 12,4 сек на тяге, равной 40% максимальной торможение скорости соответствовало расчетному, а расход топлива соответствовал заданному с точностью до 0,1% лунный корабль перешел на эллиптическую траекторию снижения с высотой в апоселении 113,2 км и высотой над поверхностью Луны в периселении 14,3 км. Угловое расстояние от точки периселения до места посадки № 2 составляло 15° Д. Янг вел наблюдения за снижающимся кораблем до 23 км. [c.132]

Перевод КА с околоземной орбиты на траекторию снижения технически осуществляют следующим образом выбирают так называемый посадочный виток, проходящий через заданный район посадки вычисляют время включения и общее время работы ТДУ осуществляют ориентацию КА на орбите и стабилизацию его положения в требуемое время включают ТДУ, которая работает строго определенное время. В результате скорость [c.372]

Режим спуска СА такой формы с а О можно обеспечить приложением реактивных управляющих сил, создающих необходимую величину угла атаки а на траектории снижения — управление с помощью изменения угла атаки. Но существует и другой путь. Сместим центр масс СА вверх от оси симметрии. 25 387 [c.387]

Рассмотрим построение оптимальной с точки зрения минимума потребной массы тепловой защиты СА (G., J траектории снижения. Наиболее естественно в этом случае принять прямой критерий [c.393]

Третий участок траектории снижения СА по характеру решаемых задач и по условиям снижения подобен участку траектории при входе СА со второй космической скоростью после прохождения максимума перегрузок. В качестве номинальных программ управления на третьем участке можно использовать программы с постоянным углом крена. [c.425]

В результате выявляют три характерных участка траектории снижения (рис. 15.5) первый участок — от точки входа в плотные слои атмосферы до точки достижения максимума перегрузок второй участок — от точки максимума перегрузок до границы надежного захвата СА атмосферой (эту границу легко определить при баллистическом анализе она соответствует скоростям полета 9...10 км/с) третий участок — от границы надежного захвата до области, в которой выполняются конечные условия. [c.428]

Рис. 15.6. Зависимость качества К, от высоты условного перицентра при полете на первом участке траектории снижения (до момента достижения максимальной перегрузки)

Реактивное торможение КА осуществляется прн использовании реактивной системы мягкой посадки. Рассмотрим управление КА с использованием двух управляющих параметров величины тягн двигателя P(t) и ее направления 5(i). Задача формулируется следующим образом определить закон управления вектором тяги ДУ на участке реактивного торможения из условия минимума расхода топлива или, что одно и то же, максимума конечной массы КА при заданных ограничениях на управляющие параметры и граничных условиях траектории снижения, [c.438]

Из представленных данных следует, что введение аэродинамической подъемной силы, постоянной на всей траектории снижения, приводит к расширению коридора входа по сравнению с баллистическим спуском. Так, для рассматриваемого примера Дйд = 1660 км, что на 260 км больше коридора входа, реализуемого при АГд = 0. Аналогичную картину наблюдают прн учете атмосферных возмущений. Однако во всем диапазоне изменения проектно-баллистических характеристик КА ширина коридора входа на атмосферном участке остается меньше навигационного. В отношении остальных параметров спуска отметим следую- [c.444]

Таким образом, введение управления КА на траектории снижения позволяет решить задачу спуска в атмосфере Юпитера на аппаратах скользящего типа, обладающих даже небольшим аэродинамическим качеством К , = 0,3). При этом требования к ширине коридора входа и ограничения иа максимально допустимую перегрузку выполняются. Следует отметить, что приведенная нагрузка на лобовую поверхность не оказывает существенного влияния на ширину коридора входа. Это обстоятельство можно использовать для выбора величины Р с учетом дополнительных критериев. Для увеличения коридора входа следует стремиться к увеличению максимально допустимой перегрузки, аэродинамического качества КА и к уменьшению начальной скорости входа КА в атмосферу [35]. [c.446]

Далее Сергей Павлович сообщил, что предполагается рассмотреть ряд вопросов, касающихся рациональной траектории снижения ракеты (с учетом разности температурных режимов при торможении и посадке ракеты с человеком), формы ракеты, теплозащитных средств и так далее. К этому времени специалистами был проанализирован вариант вертикального подъема ракеты с человеком на борту с последующим его катапультированием и спуском на парашюте в результате пришли к выводу, что более целесообразно создание пилотируемой ракеты, рассчитанной на подъем по наклонной траектории. [c.29]

Аналитическая формулировка задачи. На рис. 24.2 показана плоская траектория снижения спутника с круговой орбиты. Корректирующий тормозящий импульс скорости Л У направлен под углом п — а к вектору Fg действительной скорости спутника. Получающаяся в результате сообщения импульса скорость движения снаряда характеризуется величиной [c.697]

Субкритическое и динамическое развитие трещины. Развитие трещины при хрупком разрушении в отличие от ее старта, по всей вероятности, не происходит по механизму встречного роста, что связано с непосредственным развитием магистральной трещины. Данное обстоятельство позволяет напрямую (без анализа НДС у вершины трещины) использовать концепцию механики разрушения, сводящуюся к решению уравнения G v) = = 2ур(и). Нестабильное (динамическое) развитие хрупкой трещины как при статическом, так и при динамическом нагружениях достаточно хорошо моделируется с помощью метода, рассмотренного в подразделе 4.3.1 и ориентированного на МКЭ. В этом методе используются специальные КЭ, принадлежащие полости трещины, модуль упругости которых зависит от знака нормальных к траектории трещины напряжений увеличение длины трещины моделируется снижением во времени модуля упругости КЭ от уровня, присущего рассматриваемому материалу, до величины, близкой к нулю. Введение специальных КЭ позволяет учесть возможное контактирование берегов трещины при ее развитии в неоднородных полях напряжений, а также нивелировать влияние дискретности среды, обусловленной аппроксимацией, КЭ, на процесс непрерывного развития трещины. [c.266]

В корпусе корабля-спутника помещалась герметическат кабина весом 2500 кг, сконструированная по типу кабин для пилотов-космонавтов, и находилась аппаратура системы ориентации, обеспечивающей определенное положение корабля при орбитальном полете, и системы терморегулирования и кондиционирования воздуха внутри кабины. Кроме того, корабль был оборудован радиотехнической и радиоэлектронной аппаратурой, осуществлявшей измерения его орбиты, управление бортовыми системами и связь с наземными станциями. Уменьшение скорости полета, необходимое для перехода корабля на траекторию снижения, достигалось с помощью приданной ему специальной тормозной двигательной установки. [c.435]

Совершив 18 оборотов вокруг Земли, второй советский космический корабль-спутник приземлился, отклонившись от расчетной точки приземления менее чем на 10 км. Скорость приземления контейнера равнялась при этом 6—8 м1сек, а скорость приземления кабины 10 м1сек. Максимальная перегрузка на траектории снижения не превышала десятикратной. [c.436]

Программа первого полета пилотируемого космического корабля предусматривала выведение его на эллиптическую орбиту, облет земного гаара в пределах одного витка, переход на траекторию снижения и приземление. Параметры орбиты (перигей, время обращения) были выбраны с учетом возможности сравнительно быстрого спуска на Землю в случае отказа тормозной двигательной установки за счет аэродинамических сил торможения, особенно ощутимых в области перигея. Запасы пищи и воды, нормальное действие корабельных систем жизнеобеспечения и емкость источников электроэнергии были рассчитаны на непрерывный полет корабля в течение десяти суток. [c.441]

Длительное пребывание в условиях невесомости и последующий (гпуск с орбиты по траектории снижения, характерный действием возраставших перегрузок, не отразились на здоровье космонавта. Не были зарегистрированы какие-либо вредные последствия космической радиации доза облучения, полученная Г. Титовым, определялась равной всего лишь 10 миллирадам (при допустимой дозе 15000 миллирад) На отдельных участках полета отмечались явления некоторого нарушения нормальных функций вестибулярного аппарата, по характеру своему несколько приближавшиеся к симптомокомплексу укачивания. Но эти явления почти полностью проходили, как только космонавт принимал исходное положение и не делал резких движений головой. Они значительно уменьшились после периода сна и совершенно прекратились с началом действия перегрузок при возвращении корабля на Землю [11]. [c.444]

Летные характеристики А. вытекают из его аэродинамич. характеристик высокий коэф. подъемной силы делает возможным горизонтальный полет с очень малыми скоростями порядка 30—40 км/ч в то же время А. при небольшой нагрузке на 1 Н не уступает самолету в максимальной скорости. Диапазон скоростей А. достигает значений 5—О вместо 2,5—3 для самолета. Возможна очень крутая траектория снижения вплоть до вер-тикал1,ного спуска, скорость к-рого, замеренная в летных испытаниях, составляет 10 м/ск. Кроме того А. имеет возможность планировать полого, по-самолетному. При соответствующей раскрутке ротора перед стартом А. имеет очень короткий разбег (порядка 25—40 м и меньше), разбег А. С-ЗО с непосредственным управлением равен 11 м. Это условие вместе с возможностью посадки бев пробега чрезвычайно сокращает размеры потребного аэродрома, позволяя А. работать в условиях неподготовленных посадочных площадок. Т. к. качество ротора ниже качества крыла, А. обладает худшей (примерно на 15%) скороподъемностью и- более низким потолком, чем самолет. Однако в угле валета он не уступает. [c.62]

Большинство орбитальных маневров корабля Apollo - зывод на орбиту ИСЛ, переход на круговую орбиту ИСЛ и на траекторию снижения на Луну, а также переход с орбиты ИСЛ на траекторию возвращения к Земле и коррекция траектории - выполняются на основе принципа [c.217]

Для наклонного снижения вертолета на режиме самовращенйя винта зависимость вертикальной скорости от нагрузки остается такой же, но величина ее при разных наклонах траектории снижения будет различной, так как она в значительной степени зависит от скорости планирования. [c.150]

Значение Фкшт достигается при К = 3.5. Для реализации траекторий снижения получены приближенные зависимости для определения угла крена в процессе снижения [c.413]

Решение задачи безопасной и точной посадки СА в заданном районе При гиперболических скоростях входа требует разработки специальвых способов управления, нахождения нетрадиционной геометрической формы СА, существенного повышения точности определения начальных параметров входа СА в атмосферу и т. д. Кроме того, значительно увеличивается теплонап-ряжениость на траектории снижения, так как при таких скоростях решающее влияние оказывают тепловые потоки излучения (помимо конвективных). Для пилотируемых КА одной из основных проблем является обеспечение безопасного перегрузочного режима, поскольку длительность действия предельных перегрузок превышает допустимый для космонавта предел. [c.420]

Обеспеченне точной и безопасной посадки КА в большой степени определяется возможностями управления аппаратом в пределах коридора входа. При решении указанной задачи целесообразно применять метод разделения траектории снижения на несколько характерных участков. [c.424]

Первым участком является участок от точки входа КА в плотные слон атмосферы до точки достижения максимальной перегрузки. На втором участке выдерживаются требуемые физические ограничения на движение аппарата, в частностн, ограничения по суммарной перегрузке, высоте полета, максимально допустимой температуре на поверхности КА и т. д. На последнем участке обеспечивается удовлетворение заданных условий в конце полета — по скорости, высоте, дальности. Такой путь разделения траектории позволяет достаточно просто, всесторонне и тщательно проанализировать как отдельные участки, так и траекторию снижения в целом. [c.424]

Одной из основных задач, которые должны быть решены системой управления спуском на этом участке, является уточнение траектории снижения и получение достаточной ннформацнн для обеспечения условий как по захвату КА атмосферой, так и по перегрузочному режиму. Малая продолжительность полета КА на первом участке и значительная инерционность аппарата существенно влияют на выбор программы управления — практически целесообразным является полет с постоянным углом крена. [c.424]

Определим скорости входа, при которых существует принципиальная возможность использовать номинальные траектории снижения с Jf onst. Рассмотрим траектории снижения, для которых максимально допустимой перегрузкой является перегрузка, равная 10. Скорость вылета КА из атмосферы после первого прохождения плотных слоев зависит от значения располагаемого качества, причем величина увеличивается с увеличением значения качества. В табл. 15.1 приведены предельные скорости входа (для различных значений качества ifpaea). [c.426]

Заход на посадку проходил строго по расчетной траектории снижения — на контрольных дисплеях ЦУП отметка Бурана смешалась к ВПП посадочного комплекса практически в середине допустимого коридора возврата. Включились бортовые и наземные средства радиомаячной системы. После отметки 10 километров Буран летел по траектории, отработанной летаюш ей лабораторией Ту-154ЛЛ и атмосферным кораблем-аналогом БТС-002 ГЛИ . [c.486]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...