Горизонт стартовый

Первый пуск ракеты-носителя Протон с тяжелым космическим аппаратом был проведен с нового стартового комплекса космодрома Байконур 16 июля 1965 г. За прошедшие после этого годы этот комплекс интенсивно использовался для обеспечения научных и народнохозяйственных космических программ, в том числе при запусках тяжелых космических объектов типа Протон , Луна , Венера , Марс , Экран , Горизонт , Мир , Салют и др. [c.40]

Углы Л в. /г, задающее направления осей чувствительности акселерометров относительно плоскости стартового горизонта, оптимальны в том смысле, что отклонения кажущейся [c.44]

Таким образом, для вычислений текущего значения функционала (3.146) необходимы показания двух измерителен кажущейся скорости, расположенных на ГСП под углами X и ц к плоскости стартового горизонта. Первый измеритель позволяет непосредственно получить величину а показания второго измерителя Г ц(/) после вычитания из них расчетных значений скорости должны быть однократно [c.330]

Согласно проекту китайского ученого, ракета на десять пассажиров длиной 24 метра со стартовым весом в 50 тонн должна иметь почти вертикальный старт. Через 150 секунд, на высоте 160 километров, намечалась отсечка двигателя. Вершина невозмущенного эллипса , то есть наивысшего участка траектории полета, лежала бы на высоте 480 километров над уровнем моря на расстоянии по горизонтали, вдвое превышающем эту высоту. Крылатая ракета входила бы в плотные слои атмосферы через 15 минут после старта, покрыв расстояние по горизонту в 1920 километров. [c.158]

Простейшее пусковое устройство — направляющий штырь диаметром 5—6 мм, длиной 1,4—1,5 м, ввинчиваемый в стартовую плиту. Угол наклона штыря к горизонту должен быть более 60°. Пусковое устройство придает модели определенное направление по- [c.85]

I ной плоскости, проходящей через вектор начальной скорости снаряда) она будет зависеть от характера изменения во времени угла л ( ) между век- тором тяги и стартовым горизонтом. Для любой заданной функции г з ( ) можно вычислить параметры конца активного участка и г>1, а следовательно, и величину РУ таким образом, ТУ, и представляют собой функционалы от г ( ). [c.40]

Израиль. 19 сентября 1988 г. со стартового комплекса полигона в пустыне Негев с помощью ракеты-носителя Шавит Израилем был запущен первый ИСЗ 0фек-1 ( Горизонт-1 ) массой 155 кг. По имеющимся данным — экспериментальный разведчик. [c.101]

Стартовая система координат PxeU Za (рис, 2.3). Начало ее совмещено с центром масс Р ракеты-носителя, стоящей на стартовом устройстве. Основная плоскость — плоскость горизонта. Ось Руе направлена по радиусу, соедкняю- [c.53]

Выведение ракеты характеризуется программным углом ф — углом между осью ракеты и стартовым горизонтом (рис. 1.9). Зависимость угла ф от времени называется програм.мой изменения угла тангажа. В простейших случаях для баллистических ракет относительно небольшой дальности график программы угла гангажа имеет вид кривой, показанной на рис. 1.10. [c.37]

Платформа устанавливается по стартовому горизонту. Ее положение контролируется датчиками уровня (чувствительными элементами ЧЭ2 и з), установленными в двух взаимно перпендикулярных направлениях. Для этой цели могут быть использованы, в частности, описанные ранее акселерометры с гидродинамически подвешенным поплавком. Полученный от них сигнал через усилитель системы коррекции УС/С2 и УС/(з передается на соответствующие датчики моментов ДМ2 и ДМ3 гироблоков ГБ2 и ГБз, а это вызовет соответствующий поворот платформы относительно осей 2 и л . Так достигается выставка платформы по горизонту. [c.391]

Сделанные выводы о значительной зависимости средней скорости и дальности полета от тяговоорз енности ракеты на маршевом участке траектории по результатам баллистических расчетов, проведенных для ракет воздух - воздух , следует считать качественно справедливыми также и для авиационных ракет класса воздух - поверхность , противотанковых и крылатых ракет класса поверхность-поверхность , совершающих после разгона на стартовом участке траектории горизонтальный полет на постоянной высоте, а также для ракет поверхность - воздух , у которых энергетически наиболее тяжелая траектория при стрельбе в дальние точки зон пуска и поражения имеет малый угол наклона к горизонту. [c.435]

Баллистические ракеты крыльев не имеют. В основе их полета лежит реактивный принцип. Запускаются они с пусковых установок, как правило, под углом 90° к горизонту. Для взлета баллистической ракеты необходимо, чтобы тяга двигателей, создающих подъемную силу, превышала массу ракеты примерно-в 1,3 раза, в то время как для подъема крылатой ракеты, как указывалось ранее, она составляет 50—70% стартовой массы аппарата. Поэтому двигатели баллистических ракет значительно мощнее двигателей К рылатых ракет. [c.5]

Типичные схемы размещения акселерометров на ГСП показаны на рис. 2.9. На рис. 2.9, а показана простейшая схема размещения акселерометров, оси чувствительности которых образуют ортогональньн измерительный базис. На рнс. 2.9. б показана схема, в которой оси мувавительности двух акселерометров ориентируются под углами X и ц к плоскости стартового горизонта и лежатв плоскости пуска. Значения углов Яиц зависят от условий пуска, главным образом от дальности стрельбы, и определяются соотношениями, рассмотренными в гл. 3,4. На [c.191]

Возьмем сумму первых двух слагаемых выражения (3.132) и покажем, что для ее вычисления достаточно показаний не двух, а одного импульсометра, установленного под некоторым углом X к плоскости стартового горизонта. Действительно, данную сумму можно интерпретировать как скалярное произведение двух векторов - вектора кажущейся скорости с компонентами и Уу и вектора, образованного [c.328]

Для реализации данного функционала управления дальностью достаточно иметь единственный измеритель кажущегося ускорения (ньютонометр), ось чувствительности которого ориентирована под углом Р к плоскости стартового горизонта, нзменяюще.чся с течением вре.мени по программе, определяемой формулой (3.161). Результаты измерений должны умножаться на переменный во времени коэффициент, текущие значения которого определяются формулой (3.160), и полученное произведение должно быть однократно проинтегрировано от момента пуска ракеты. Перед пуском в бортовую СУ должны быть введены значения баллистических производных и установочное значение функционала, [c.333]

Предполетная подготовка и запуск Ястреба производились на стартовой установке СУРД-1 , которая могла буксироваться тягачом МАЗ-537 . Перед пуском выполнялись предусмотренные проверки бортовых систем и в автопилот вводилась заранее рассчитанная программа полета Самолет поднимался в стартовое положение под углом 12° к горизонту. Включался маршевый двигатель и выводился на максимальный, затем на форсажный режим работы. Самолет при этом удерживался на установке единственным специальным болтом. Далее командир стартового расчета производил пуск. Одновременно срабатывали оба пороховых ускорителя, и аппарат, срезая спецболт, сходил с установки. Через несколько секунд после старта отработавшие ускорители отстреливались. Далее разведчик летел в автоматическом режиме. [c.231]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...