Масса стартовая

Числом Циолковского называется отношение стартовой массы ракеты к массе ракеты без топлива. [c.334]

Критерий оптимальности АСГ выбран исходя из генеральной линии в разработке авиационного оборудования, направленной на уменьшение массогабаритных показателей. Обычно рассматривается показатель полетной или стартовой массы, учитывающий дополнительные массы (топлива, двигателя и т. п.), необходимые для функционирования АСГ. Однако в связи с тем что система охлаждения АСГ задана, а выбор основных характеристик авиадвигателей, топливных баков, планера и другие предшествует проектированию АСГ, в первом приближении за критерий оптимальности принята собственная масса М, которая складывается из активной и конструктивной масс. В качестве конструктивных материалов АСГ широко применяются легкие алюминиевые и магниевые сплавы. Поэтому зависимость конструктивной массы от конфигурации активной части слабее, чем в электрических машинах общепромышленного назначения. Это позволяет представить М в виде произведения [c.201]

Ракета движется прямолинейно при отсутствии тяготения и сопротивления среды, имея стартовую массу 5 т. Определить в км/с относительную скорость отделяющихся частиц, если в момент времени, когда масса ракеты равна 3 т, ее скорость равна 600 м/с. Начальная скорость Uo = 0. (1,18) [c.364]

Для отрыва от стартового стола должно выполняться неравенство т > Например, при стартовой массе системы Са- [c.125]

Применение водорода в качестве топлива имело бы большие преимущества. Так, водород обладает высокой теплотворной способностью — 28 806 ккал/кг (бензин 10,022 ккал/кг) для передачи водорода на расстояние можно использовать существующие газопроводы. При работе самолета Боинг-747 на водородном топливе стартовая масса его уменьшается, а дальность полета возрастает. [c.324]

Однако в космонавтике может найти применение не только энергия радиоактивного распада, но и ядерная энергия связи. Уже вскоре после запуска первого советского искусственного спутника Земли американские ученые приступили к разработке программы Орион , предусматривающей создание космического ракетного двигателя, получающего тягу в результате последовательных взрывов ядерных зарядов (рис. 45). Конечно, запуск космического корабля с подобным двигателем можно осуществить с помощью обычного химического двигателя, а первый ядерный заряд взрывать уже вне пределов атмосферы. Как показали расчеты, ракета с таким двигателем при стартовой массе около 3600 т смогла бы доставить на поверхность Луны полезный груз в 680 т. Для этого потребовалось бы взорвать 800 плутониевых бомб общей массой 525 кг. В последующие годы данный проект основывался на использовании взрывов термоядерных зарядов, но в 60-х годах вся работа по программе Орион была свернута в связи с подписанием Московского договора о запрещении испытаний ядерного оружия в атмосфере, в космическом пространстве и под водой. Однако в ядерных ракетных [c.132]

Технический и стартовый комплексы для ракет-носителей типа Космос и технология работ на них определяются размерами, массой, компонентами топлив самой ракеты и космических аппаратов. [c.22]

Группа фирм США (совместно с Великобританией) ведет научно-исследовательские работы по созданию морского стартового комплекса вблизи экватора. Это позволит увеличить массу выводимого полезного груза на 15 % по сравнению с запусками тех же ракет-носителей с Восточного испытательного полигона. Рассматривалось восемь островов Тихого океана. Предпочтение было отдано острову Рождества с населением около 350 человек. [c.90]

Создание и эксплуатация такой лунной базы представили бы уникальную возможность для детального изучения самой Луны, астрономических исследований, практически избавленных от атмосферного влияния и т.п. Кроме того, лунная станция могла бы быть с успехом использована в качестве промежуточной базы для межпланетных полетов, так как позволяет в 20...30 раз сократить энергозатраты для запуска космических аппаратов по сравнению с запусками с Земли. При этом полезный груз может составлять до 50 % стартовой массы межпланетного корабля. [c.91]

Начало механики тел переменной массы можно датировать появлением замечательной работы И. В. Мещерского Динамика точки переменной массы , изданной в Петербурге в 1897 г. и являвшейся магистерской диссертацией Мещерского . В 1897 г. уравнение прямолинейного движения точки переменной массы было независимо получено К- Э. Циолковским, который, исходя из этого уравнения разработал достаточно подробную теорию прямолинейных движений ракет Позднее, в 1929 г. Циолковский предложил математическую теорию многоступенчатых ракет и выявил оптимальное распределение масс последовательных ступеней при минимальном стартовом весе многоступенчатой ракеты , несущей заданный полезный груз. [c.27]

Различные важные вопросы ракетодинамики сводятся, как известно, к решению разнообразных оптимизационных задач, прежде всего связанных с оптимизацией расхода топлива. Первая задача подобного рода была поставлена в 1919 г. Р. Годдардом. Это задача о минимальной стартовой массе ракеты при заданной полезной ее массе, необходимой для достижения заданной высоты. Годдард исследовал эту задачу в приближенной постановке, разбивая путь ракеты на ряд отрезков с постоянным ускорением движения (1у/(И и сопротивлением Q. Ему удалось получить некоторые практические выводы, в частности о росте перегрузки при оптимизации режима полета, на что впервые обратил внимание еш е К.Э. Циолковский. [c.80]

Это значит, что /По = 42,5 /Пц, т. е. стартовая масса ракеты должна быть в 42,5 раза больше массы ракеты без топлива. Иначе говоря, вес топлива должен составлять примерно 98о о от стартового веса ракеты. Для современных ракет число Циолковского значительно меньше 42,5. [c.262]

Интегрируя и принимая во внимание, что стартовая масса ракеты /п(0) = /По, будем иметь [c.264]

Для отрыва от стартового стола должно выполняться неравенство т > т 0)ё/с с 3 км/с. Например, при стартовой массе системы Сатурн-5 - Аполлон ш(0) = 2950 т скорость сгорания топлива [c.168]

Нам известны основные скоростные характеристики каждого этапа полета на Луну и обратно. Опираясь на них, мы можем рассчитать примерную стартовую массу ракеты-носителя при некоторых допущениях в отношении конструкции ракеты и используемого в ней топлива. Это позволяет оценить возможности постройки соответствующего носителя. [c.271]

Насколько облегчилась бы задача, если бы на всех ступенях ракеты применялось высококалорийное топливо, дающее скорость истечения всего лишь в полтора раза большую, чем мы принимали до сих пор В самом деле, при скорости истечения 4,5 км относительная полезная нагрузка равнялась бы Р=83,14 (при 8=15), т. е. примерно бы соответствовала обычному запуску корабля на околоземную орбиту ). Хотя двигатели, работающие на жидком кислороде и жидком водороде, и дают скорость истечения около 4 км/с, но на нижних ступенях ракет их применение сильно затруднено ( 4 гл. 1). Однако последний результат показывает, что серьезное уменьшение стартовой массы не является несбыточной мечтой. [c.273]

Например, американская ракета-носитель Атлас , выводившая в 1961— 1963 гг. на орбиту корабли типа Меркурий массой примерно 1,5 т, имела стартовую массу около 120 т. [c.273]

Описанный метод, конечно, не может привести к экономии энергетических затрат на всю экспедицию. Вся его идея исходит из единственной предпосылки о том, что построить, скажем, три ракеты со стартовой массой по 1000 т легче, чем одну ракету в 3000 т. Недостаток метода заключается в необходимости очень точного управления ракетами, которое обеспечило бы им возможность посадки на Луну в достаточной близости друг от друга. Поверхность Луны весьма неровна, и перевозка грузов, особенно на первых порах, была бы тяжелой задачей. [c.275]

Но это приобретение было бы получено чре мерно высокой ценой колоссальным возрастанием стартовой массы ракеты-носителя из-за необходимости уменьшить при выходе на околоземную орбиту скорость корабля на 3 км/с. [c.278]

В результате этих работ получилась одноступенчатая тактическая баллистическая ракета, имеющая следующие характеристики максимальная дальность полета ракеты — 270 километров, максимальная стартовая масса — 13,4 тонны, сухая масса ракеты — 4 тонны, масса головной части — 1 тонна, масса боевого заряда обычного взрывчатого вещества — 785 килограммов, длина ракеты — 14,6 метра, максимальный диаметр корпуса — 1,65 метра, система управления — автономная, инерциальная, способ старта — газодинамический, топливо — этиловый спирт и жидкий кислород. [c.399]

Пренебрегая силами тяготения и ссшротивления среды, определить в км/с скорость ракеты в момент времени, когда ее масса уменьшилась до 2 т, если относительная скорость отделяюшихся частиц =1,5 км/с. Стартовая масса ракеты равна 5 т. Начальная скорость 1 0 =0. (1,37) [c.363]

За внутренний параметр выберем смещение опорной площадки стола, за внешний — время возрастания тяги с момента воспламенения от нуля до величины, равной стартовому весу ракеты, Для построения зависимости между этими параметрами необходимо решение динами-чески-теплопрочностной задачи. Должно быть составлено уравнение движения массы ракеты и уравнения движения стержней, изгибающихся под действием продольных сил. Жесткость стержней должна вычисляться шаг за шагом в зависимости от температуры. По диаграмме определится степень опасности состояния, [c.43]

Современные гетерогенные топлива (табл. 167) образуют большое я разнообразное семейство. Размеры зарядов изменяются от маленьких, применяемых в газогенераторах, до очень больших, используемых в стартовых двигателях межконтинентальных баллистических ракет. Малые гранулы можно получать путем формования под давлением, экструзии или разливки, а большие заряды получают литьем. Гранулы могут быть загружены в патроны или же уложены в ящики (литье на месте). В общем случае гетерогенное топливо представляет собой твердый окислитель и твердое горючее, помещенные в полимерное связующее. Твердые вещества составляют до 88 % массы такого топлива. В качестве связующих могут использоваться линейные полимеры (nanpHMep, поливинилхлорид или ацетат целлюлозы) или сшитые каучуки (уретанм и полибутадиены, вулканизированные на месте). Могут присутствовать также другие добавки, изменяющие баллистические механические свойства, температуру пламени или позволяющие добиться некоторых специальных эффектов. Все гетерогенные топлива содержат стабилизаторы и антиоксиданты или другие вещества, ингибирующие биологическое разрушение. Подобно двухкомпонентным топливам, композиты поглощают воду до установления равновесия. Первый — обратимый — эффект, связанный с поглощением воды, состоит в ухудшении механических свойств материала. Последующие — вымывание, а затем и гидролиз, коррозия, разложение и окисление ингредиентов — приводят к необратимым изменениям. [c.495]

Из предыдущего известно, что если на протяженном теле, лежащем на жесткой опорной поверхности, движется деформированный том или иным образом участок (бегущая волна деформации), то это приводит к перемещению тела относительно опорной поверхности. Направление, скорость и характер перемещения тела зависят от характеристик бегущей волны — вида деформации (поперечная, продольная, растяжение, сжатие), скорости движения волны, ее формы, амплитуды, от геометрической формы опорной поверхности. Мы убедились в том, что описанный перенос массы тела движущейся волной происходит непростым эстафетно-последовательным способом, когда бегущая волна переносит со скоростью своего движения постоянную но величине, но переменную но составу постоянно обновляемую массу, численно равную избытку Дт массы, содержащемуся в волне. При этом частицы деформируемого тела совершают однонаправленные шаговые перемещения, и в итоге каждого пробега волны некоторое количество массы тела перемещается с начального (стартового) края тела, откуда волна начинала свой бег, на конечный (финишный) край тела. В результате тело ползет но опоре, напоминая движение садовой гусеницы (в случае поперечной волны на теле) либо дождевого червя (в случае продольной волны удлинения). Бегущая водна, таким образом, выступает в роли транспортного средства, перемещающего деформируемое тело по опорной поверхности. [c.115]

ТЫ. Приведенные данные показывают, что бессопловые двигатели обеспечивают сравнимые характеристики экономичности ценой большей стартовой массы. Данные более короткого и тяжелого ускорителя, снаряженного топливом с добавкой циркония, подтверждает предположение о том, что использование высокоплотного ТРТ позволяет уменьшить габариты двигателя. [c.141]

Космический аппарат Landsat-6 (рис.2.4) был выполнен на основе платформы метеорологического ИСЗ Tiros-N и имел стартовую массу 2720 кг. Впервые на спутниках этой серии были предусмотрены бортовые магнитофоны (разработка фирмы Odeti s), предназначенные для записи информации дистанционного зондирования при пролете ИСЗ над произвольным районом, с последующим ее воспроизведением для передачи в заданный пункт приема. Емкость каждого магнитофона составляла 75 Гбит. При этом время непрерывной записи цифровой информации с максимальной скоростью 85 Мбит/с достигало 15 мин. [c.65]

В самых общих чертах технология работ на старте сводится к следующему. Ракетно-космическая система на транспортно-установочном агрегате тепловозом доставляется на стартовый комплекс. Установщиком ракета-носитель с космическим аппаратом переводится в вертикальное положение и к ней подводятся четыре опорные фермы. Смыкается силовое кольцо, и на него передается масса ракеты, опускается стрела установщика, и установщик отъезжает. Выдвигается кабина обслуживания, поднимаются в рабочее вертикальное положение фермы обслуживания. Подключаются все виды питания, заправочные коммуникации, связь, управление, термоста-тирование, телевидение и т.д. Проводятся предстартовые проверки ракеты-носителя, космического аппарата и всех систем наземного комплекса. После этого начинаются самые ответственные операции по заправке ракеты-носителя компонентами топлива. Процесс заправки ведется дистанционно, в автоматическом режиме и непрерывно контролируется и документируется по расходам топлива, его температуре, давлению и т.д. По окончании заправки отсоединяются заправочные магистрали и приводятся в исходное состояние кабина и фермы обслуживания. Если готовится к пуску пилотируемый космический корабль, то примерно за два часа до старта производится посадка экипажа. [c.33]

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]

Рис. 4.12. Стартовая система координат. OXgZgYg — стартовая система координат, привязанная к проекции центра масс УАСП на земную поверхность О Z У — стартовая система координат, привязанная к цели

Предположим, что масса ракеты m = m t) является непрерывной функцией времени, а эффективная скорость истечения постоянна (Ug = onst). Отметим, что m (0) = т(, —стартовая масса ракеты. [c.260]

Стартовая площадка имеет размеры 1570x400x320 ым, масса ее составляет 35 кг. Прицельное приспособление имеет массу 6 кг и рассчитано на предельную глубину котлована 1,8 м. При использовании указанных приспособлений отклонение проходки на длпне 30 м не превышает 100 мм. [c.491]

На рис. 62 указаны габариты Шатла в целом, а на рис. 63 размеры орбитальной ступени (по данным на февраль 1976 г.). Как видим, устройство этой ракетно-космической системы довольно необычно. Маршевые ЖРД второй ступени питаются топливом из огромного внешнего топливного бака (диаметр 8,4 м), напоминающего ракету. Он содержит отсек с кислородом (впереди) и отсек с водородом Стартовые массы всего МТКК (без полезной нагрузки) 2020 т, разгонной ступени (двух РДТТ) — 1160 т внешнего бака — 736 т (в том числе 708 т топлива) орбитальной (крылатой) ступени — 114 т (сухая масса—68 т). [c.181]

Для прямого перелета на Луну и обратно с помощью одной ракеты в США в свое время был принят проект Нева , предусматривавший постройку гигантской пятиступенчатой ракетной системы. Две первые ступени должны были выводить корабль на околоземную промежуточную орбиту, причем первая ступень должна была работать на керосине и жидком кислороде, а вторая — на кислородно-водородном топливе третья, использующая кислородноводородное топливо, предназначена была для схода с орбиты и выхода на окололунную орбиту ожидания четвертая и пятая ступени (на том же топливе) должны были обеспечить посадку на Луну и взлет с нее. При возвращаемой на Землю полезной нагрузке 13,6 т ракета Нова должна была иметь стартовую массу 3140 т [3.34]. В дальнейшем проект ракеты Нова претерпел различные изменения и в конце концов начал предусматривать постройку ракеты массой 4500—5000 т. Но разработка и постройка такой ракеты требовали столько времени, что поставленная в США цель — высадка на Луне до 1970 г.— не могла бы быть осуществлена. Поэтому от проекта пришлось отказаться. [c.274]

Наши трудности, по существу, были вызваны тем, что все необходимое для экспедиции ракега-носитель должна захватить с собой с Земли. Между тем при земных путешествиях отнюдь не возбраняется запасаться в пути, на промежуточных остановках, всем необходимым. Легко представить себе, насколько лучше бы обстояло дело, если бы мы могли рассчитывать, скажем, на то, чтобы топливо для возвращения с Луны на Землю ждало нас на самой Луне (пополнение запасов продовольствия и кислорода не имело бы большого значения). В самом деле, подсчет по формуле (2в) в 1 гл. 1 показывает, что топливо на борту космического корабля, когда он стартует с поверхности Луны со скоростью 3 км/с, направляясь к Земле, составляет 63% его массы, если принять скорость истечения ш равной 3 км/с, и 49%, если а/=4,5 км/с. Во втором случае это, например, означает, что ракета-носитель, поднимающаяся с Земли, сможет иметь вдвое меньшую стартовую массу. Разумеется, топливо на Луну должно быть доставлено с помощью примерно такой же по мощности второй ракеты, которая может быть, в частности, и непилотируемой, т. е. автоматической. Конечно, в принципе могут быть использованы несколько, целая эскадрилья сравнительно небольших ракет, перевозящих на Луну отдельные части агрегата, предназначенного для возвращения. [c.275]

Дозаправка топливом на поверхности Луны или на околоземной орбите, или, наконец, на орбите спутника Луны, хотя и дает ряд выгод, но в принципе не уменьшает количества энергии, которую нужно затратить для того, чтобы космический корабль определенной массы, побывав на Луне, вернулся на Землю. Суммарная масса всех ракет, стартующих с Земли, при прочих равных условиях не будет меньше стартовой массы ракеты, предназначенной для прямого перелета Земля — Луна — Земля. Что же касается стоимости всего предприятия, то она даже возрастет, так как стоимость ракеты не пропорциональна ее массе стоимость систем управления, навигации, счетно-решающих устройств и т. п. для небольшой ракеты не отличается, по существу, от стоимости соответствующих элементов большой ракеты. Надежность же операции, в которой участвует несколько ракег, вообще говоря, понижается. [c.277]

Остается рассмотреть окололунную орбиту. Что можно здесь остаЬить Прежде всего, то оборудование, которое нужно специально для входа в земную атмосферу, затем топливо, необходимое для дополнения скорос1и искусственного спутника Луны до величины порядка 2,5 км/с (см. 1 гл. И). Это значит, что на поверхность Луны нужно будет опустить и затем поднять с нее значительно меньшую массу, следовательно, расход топлива на торможение при посадке и при взлете сильно уменьшится, а значит, при старте с Земли можно будет сэкономить еще во много крат больше топлива. В результате резко уменьшится стартовая масса ракеты-носителя. [c.278]

Еще больший эффект дало бы использование газофазных ЯРД со скоростями истечения ш=50-=-70 км/с. Так, при ш=52 км/с 150-тонный корабль, стартовав с низкой орбиты, смог бы совершить 153-суточную дважды параболическую экспедицию на поверхность Марса, не воспользовавшись его атмосферой как тормозной подушкой, или аналогичную б-летнюю экспедицию на Сатурн, воспол ь-зовавшись, однако, его атмосферой. При ш=70 км/с делается возможной 3-летняя экспедиция на поверхность Юпитера корабля с начальной массой порядка 150 т и 14-летняя экспедиция на поверхность Урана 85-ТОННОГО корабля (полезная нагрузка предполагается всюду равной 50 т) ). [c.452]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...