Полет за пределами атмосферы

Полет за пределы атмосферы и спуск планированием. [c.89]

Требование высокой температуры расширяющихся газов довольно очевидно, что же касается молекулярного веса, то чем он меньше, тем больший объем при данных температуре и давлении стремится занять газ, т. е. тем больше оказывается скорость истечения. Скорость истечения также зависит, хотя и в меньшей степени, от давления газа в тепловой камере, точнее, от отношения этого давления к давлению газа в выходном сечении (на срезе сопла). Чем больше эго отношение, тем больше скорость истечения. Давление газа в камере доходит до десятков атмосфер. При полете за пределами атмосферы это давление (для двигателей верхних ступеней) может не быть таким большим. [c.35]

Посмотрим, что дает нам составная ракета в идеальных условиях полета — за пределами атмосферы и вне поля тяготения. [c.31]

Скорость ракеты в идеальных условиях мы определяли через постоянную эффективную скорость истечения хЮе (1.9), которая определяет и пустотную удельную тягу. Для рассматриваемого полета за пределами атмосферы это правильно. Но значительная часть траектории располагается в пределах земной атмосферы, где удельная тяга ниже пустотной. Значит, необходимо учесть барометрическое давление рн. Но сделать это с помощью приведенных ранее элементарных выкладок не удается. Барометрическое давление представляет собой функцию высоты, задаваемую в табличной форме, а чтобы найти высоту, требуется еще раз проинтегрировать скорость. [c.35]

ПОЛЕТ ЗА ПРЕДЕЛАМИ АТМОСФЕРЫ В ЦЕНТРАЛЬНОМ [c.316]

ПОЛЕТ ЗА ПРЕДЕЛАМИ АТМОСФЕРЫ [c.317]

Полет за пределами атмосферы 316 Полиуретан 94 [c.491]

Другой случай—когда равна нулю суммарная поверхностная сила F (пример — полет космического корабля за пределами атмосферы с выключенными двигателями). В этом случае = 0, т. е, [c.122]

Для входа в атмосферу пилотируемых аппаратов с несущим корпусом показано, что маневр захвата летательного аппарата атмосферой должен выполняться таким образом, чтобы не были превышены ограничения по аэродинамическим нагрузкам и чтобы аппарат при этом не вышел за пределы атмосферы. Проведено сравнение устойчивости траекторий, требований к аэродинамическому качеству аппарата и коридоров входа для различных планет. Например, показано, что при полете к Марсу система наведения на среднем участке траектории способна обеспечить попадание аппарата в допустимый коридор входа. В качестве иллюстраций приведены результаты моделирования входа аппаратов с несущим корпусом маневры погружения в атмосферу, выход за пределы атмосферы и маневры на конечном участке снижения. [c.125]

Продолжительность полета до выполнения разворота по крену при входе по нижней границе коридора тем меньше, чем выше скорость входа. Так, при входе в атмосферу Земли с предельно допустимой скоростью разворот по крену должен быть начат примерно через 1 сек после входа в атмосферу. Если начать разворот позже, то аппарат выйдет за пределы атмосферы, если раньше — будет превышена предельная перегрузка. [c.145]

Каковы основные законы, управляющие движением тел переменной массы Как рассчитывать скорость полета реактивного летательного аппарата Как найти высоту подъема ракеты, запускаемой вертикально Как выбраться на реактивном приборе за пределы атмосферы — пробить панцирь атмосферы Как выбраться за пределы притяжения Земли — пробить панцирь тяготения Вот некоторые из вопросов, рассмотренных и решенных Циолковским. [c.83]

Опасность столкнуться с астероидом практически может встретиться только при полете за пределами орбиты Марса. Встреча же с метеоритом возможна на всем протяжении Солнечной системы. Вследствие огромной скорости метеоритов (10—70 км сек при взлете в земную атмосферу) столкновение с ними даже при ничтожных размерах метеорита опасно для космического корабля, так как может вызвать пробоину. [c.194]

Достижение скоростей порядка космических связано, естественно, с выходом за пределы атмосферы, где на воздушно-реактивный двигатель уже рассчитывать не приходится. Единственно пригодным средством для такого полета пока остается ракета, несущая на борту и запас энергии, и запас рабочего тела. Конечно, первые ракеты, созданные человеком, не могли сразу выйти за пределы атмосферы. Но по крайней мере уже в начале прошлого века было доподлинно известно, что ракета в принципе на это способна. [c.14]

Характер изменения потерь па аэродинамическое сопротивление Лиг также находит себе простое объяснение. На первом этапе полета скорость ракеты невелика. Поэтому потери на аэродинамическое сопротивление незначительны. После того как ракета выйдет за пределы атмосферы, сила аэродинамического сопротивления также практически неощутима, и дополнительных потерь скорости не возникает. Поэтому в начальной и конечной фазах активного участка потеря нарастает очень медленно. Ее резкое изменение имеет место на высоте 8—15 км, когда лобовое сопротивление достигает своего наибольшего значения. Что же касается потери, связанной с барометрическим давлением, то в заключительной фазе активного участка она остается неизменной так же, как и Лиг, по причине малого давления в верхних слоях атмосферы. На стартовом же участке Лиз быстро нарастает. [c.42]

Для баллистических ракет дальнего действия, значительная часть траектории которых проходит за пределами атмосферы, имеется возможность непосредственно применить рассмотренные соотношения свободного полета к расчету параметров траектории. [c.326]

Расчеты, выполненные Циолковским, показали, что осуществление космического полета основано на реальных возможностях и является делом недалекого будущего. В письме к редактору журнала Вестник воздухоплавания Константин Эдуардович писал ...Человечество не останется вечно на Земле, но, в погоне за светом и пространством, сначала робко проникнет за пределы атмосферы, а затем завоюет себе все околоземное пространством. Достойным продолжателем идей Циолковского, энтузиастом межпланетных полетов был Фридрих Артурович Цандер (1887—1933). Вперед на Марс - вот слова, выражающие цель жизни Цандера. В 1924 г. в журнале Техника и жизнь появилась первая печатная работа Ф. А. Цандера Перелеты на другие планеты . В этой статье он изложил свою идею - сочетание ракеты с самолетом с последующим сжиганием металлических частей самолета. [c.11]

Рассмотрим полет БР за пределами атмосферы. При.ме.м для активного участка траектории модель однородного гравитационного поля, однако ири этом будем полагать, что на пассивном участке траектории модель гравитационного ноля остается произвольной и адекватной реальным условиям полета (рис. 3.9). Уравнения движения БР на. ЛУТ имеют вид [c.294]

Вблизи ожидаемого момента отделения ГЧ данная величина является достаточно точной оценкой прогнозируемого бокового промаха на момент Обозначим эту величину. Для сведения величины к нулю внесем корректирующую поправку в программное значение угла рыскания, что приведет к появлению дополнительного силового управляющего воздействия в боковой плоскости и к соответствующему изменению параметров бокового движения. Обозначим поправку Лф и будем полагать, что ка интервале времени коррекции [г,, + Дг], предшествующем ожидаемому моменту времени / , эта поправка постоянна. Учтем, что полет последней ступени ракеты осуществляется за пределами атмосферы, где вектор кажущегося ускорения, создаваемого только за счет силы тяги ДУ, ориентирован вдоль продольной оси ракеты. Примем также во внимание, что программное значение угла рыскания равно нулю. Вследствие этого ориентация вектора кажущегося ускорения на интервале [ ,, /, + Дг] определяется углами и Дф, (рис. 3.25). [c.338]

Однако этот вывод верен лишь при полете на очень больших высотах или за пределами атмосферы, где и для больших и для малых ракет допустимо пренебрежение силами сопротивления. В пределах же достаточно плотной атмосферы существует масштабный эффект, т. е. потери скорости из-за трения о воздух для малых ракет оказываются тем больше, чем меньше сама ракета. Целью настоящего параграфа является анализ этих потерь. [c.27]

Уравнения движения ракеты. Будем полагать, что на ракету при ее полете действуют две силы — сила тяги и сила тяжести. Влиянием сил сопротивления будем пренебрегать. Это допущение вполне оправдано тем, что ракета с рассматриваемой двигательной системой должна, как правило, использоваться для полетов за пределами земной атмосферы, куда она выводится с помощью обычной химической ракеты. [c.287]

Принципиальное отличие рассмотренного типа реактивного движения от всех других движений состоит в том, что ракета несет с собой то другое тело, в результате взаимодействия с которым она может изменять величину и направление своей скорости. Это другое тело — запас топлива, которым снабжена ракета. Благодаря этому, в отличие от других самодвижущихся экипажей, наиример самолета, возможен не только выход ракеты за пределы земной атмосферы, но и управляемый полет ракеты в космическом пространстве. При движении ракеты в отсутствие других тел общий импульс ракеты и выброшенных ею газов всегда равен нулю. Поэтому для того, чтобы ракета даже в отсутствие других тел приобрела скорость, сравнимую со скоростью вылета газов с, масса всего запаса топлива должна быть сравнима с массой самой ракеты. Потребное количество топлива резко возрастает, когда ракета должна уйти в космическое пространство, преодолев силу притяжения Земли и сопротивление атмосферы. [c.534]

Видно, что зависимость времени существования спутника от высоты орбиты очень сильная. При высоте полета спутника порядка нескольких тысяч километров движение происходит за пределами верхних слоев атмосферы. Такой ИСЗ практически может считаться постоянным спутником Земли. [c.129]

Баллистическая ракета стала первым летательным аппаратом, вырвавшимся за пределы земной атмосферы. Но на начальном этапе создания этого нового вида оружия до полета в космос было еще далеко. Степень технического совершенства первых баллистических ракет не отвечала решению этой задачи. Недоставало скорости, мощности, весовые показатели первых ракет были еще невысокими, а промышленность и методы технологии не были подготовлены к этому качественно новому шагу. [c.14]

Для вычисления траектории, описываемой этими уравнениями, необходимо задать угол, скажем 0(i), как функцию времени t. На начальном участке полета это делается обычно исходя из технических данных ракеты. Так, например, при движении ее в плотной атмосфере нужно, чтобы угол атаки был малым. Ниже будут приведены соображения, определяющие выбор функций 0(i) при движении ракеты за пределами плотной атмосферы (см. также гл. 2). Когда траектория ракеты охватывает значительную [c.92]

При полете в верхних слоях атмосферы или за ее пределами температурное состояние поверхностей летательного аппарата зависит от радиационного теплообмена с Солнцем и Землей. [c.438]

Но успехи последнего времени определялись в этой области не только перечисленными первенствующими факторами. Они подготавливались на протяжении длительного начального периода, характерного многими оригинальными работами русских и советских изобретателей, ученых и инженеров. Начатые с разработки и улучшения конструкций фейерверочных и боевых ракет, работы эти распространились позднее на разработку проектов применения ракет как двигателей для летательных аппаратов тяжелее воздуха, на разработку основ теории реактивного движения и, наконец на разработку теории космических полетов и первых летательных аппаратов с реактивными двигателями, способных проникнуть в верхние слои атмосферы и за ее пределы. [c.409]

Суммарная оптическая толща стратосферного аэрозольного слоя не превышает 0,1, что составляет менее 7з тропосферного слоя даже в безоблачной атмосфере с высокой видимостью в приземном слое. Влияние такой оптической толщи на ослабление прямого оптического излучения, естественно, не велико. Однако глобальные масштабы, высокое положение и временная стабильность определяют существенное влияние стратосферного аэрозольного слоя на глобальный климат нашей планеты, а изменения состояния этого слоя (за счет выбросов продуктов извержения вулканов, последствий массовых полетов реактивных самолетов и т. п.) приводят к заметному воздействию на климат. Именно эта климатологическая проблема является причиной многочисленных исследований и прежде всего модельных расчетов по влиянию стратосферного аэрозоля на радиационные характеристики атмосферы и земной поверхности. В отдельных случаях такие исследования направлены на обоснование возможности изменить в разумных пределах климат на обширных пространствах путем воздействия на стратосферный аэрозольный слой [4]. Подробный обзор исследований в этом направлении и анализ результатов этих исследований содержится в монографии К. Я. Кондратьева [19]. Приведем некоторые из полученных в процессе этих исследований результатов, которые представляют несомненный интерес с точки зрения оптических свойств стратосферного аэрозоля. [c.142]

При входе пилотируемых космических кораблей в атмосферу планеты с предельно допустимыми сверхкруго-выми скоростями необходима большая отрицательная подъемная сила, которая обеспечила бы полет по траектории равновесного планирования во избежание выхода за пределы атмосферы или крутого пикирования в плотные слои атмосферы. Неуправляемый полет в этом случае существенно неустойчив. В результате возникает задача разработки систем управления подъемной силой для стабилизации таких траекторий. [c.157]

Оберт принимал непосредственное участие в руководстве испытаниями первых ракетных двигателей в Германии. Он проводил расчеты, связанные с проектированием и констрзшрованием ракет для исследования высших слоев атмосферы. В 1929 г. Оберт предложил составную ракету, первая ступень которой должна была работать на спирте в пределах земной атмосферы, вторая — на жидком водороде и кислороде за пределами атмосферы. В июле 1930 г. Оберт с сотрудниками провел первое огневое испытание своего жидкостного ракетного двигателя. А в феврале 1931 г. И. Винклером был осуш,ествлен первый в Европе полет ракеты с жидкостным ракетным двигателем. [c.233]

На стартовом участке полета скорость ракеты возрастает от нутя Соответственно возникает и увеличивается лобовое сопротивление. Но с высотой уменьшается плотность воздуха. На высотах порядка 8—15 км лобовое сопротивление достигает своего максимального значения, а затем быстро падает до пренебрежимо малого значения. С этого момента можно считать, что ракета вышла за пределы атмосферы. [c.35]

Формула (1.26) показывает, что прн постоянном массовом секундном расходекомпонентов топлива 1дй тяга ракетного двигателя увеличивается сувеличеннсм высоты полета ракеты и достигает своего максимального значения за пределами атмосферы. Это значение называется тягой двигателя в пустоте, [c.59]

Во время старта и полета летательного аппарата в атмосфере со сверхзвуковой скоростью вся конструкция, в том числе и баки, подвержена действию акустических вибраций, обусловленных как работой силовой установки, так и наличием пограничного слоя. Эти вибрации могут вызвать достаточно интенсивные резонансные колебания тонкой структуры, приводящие к разрушению конструкции. После того, как летательный аппарат выйдет за пределы атмосферы, вибрации работающего двигателя, передающиеся по конструкции, могут вызвать местные резонансные колебания, влияющие на усталостные характеристики констр5> кции снаряда. Эти проблемы вибраций в общем не существенны с точки зрения прочности конструкции для снарядов, так как полное время полета снаряда относительно мало, и снаряд не предназначен для выполнения более чем одного полета. Время жизни спутников и космических летательных аппаратов значительно больше, и в этом случае нужно учитывать возможность усталостного разрушения. [c.573]

К. Э. Циолковский — основоположник теории космических полетов. Научное доказательство возможности использования ракеты для полетов в космическое пространство, за пределы земной атмосферы и к другим планетам Солнечной системы было дано вггерЕые русским ученым и изобретателем Константином Эдуардовичем Циол- [c.42]

Задачи эти крайне сложны и многообразны. Достаточно указать, например, что для освоения околосолнечного пространства могут использоваться летательные аппараты, существенно различные по выполняемым функциям и по конструктивному исполнению. К числу их основных классов относятся ракеты-зонды, орбитальные самолеты, взлетающие с земной поверхности и совершающие полеты по орбитам за пределами земной атмосферы, искусственные спутники Земли без тяговых двигателей и сателлоиды (искусственные спутники, снабженные тяговыми двигателями), межпланетные автоматические станции, оборудованные регистрирующими измерительными приборами и передающие накапливаемую информацию наземным станциям связи, космические корабли, используемые для межпланетных сообщений, и космические лаборатории, предназначенные для длительного пребывания в космо-се научно-исследовательского персонала. Более того отдельные классы космических летательных аппаратов подразделяются на большое количество групп применительно к различным аспектам их использования. Так, искусственные спутники Земли выполняются в различных модификациях для проведения научных исследований, для удовлетворения нужд дальней радиосвязи и телевидения, навигации и метеорологии и для осуществления ряда других практических задач. [c.408]

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]

После этого третья ступень, двигаясь по касательной к поверхности Земли, вьшетает за пределы земной атмосферы. Во время пассивного подъема второй и третьей ступеней, естественно, теряется часть скорости, поэтому третья ступень начинает активный полет со скоростью, составляющей примерно половину орбитальной скорости, то есть не более 3,2 км/с. Когда в двигателе третьей ступени выгорает все топливо, она развивает скорость, необходимую для движения по орбите в этот момент спутник и должен быть отделен от третьей ступени. Механизм, разработанный для этой цели, представляет собой сжатую пружину, которая отпуска- [c.384]

Для иллюстрации свойства незамкнутости уравнений движения конкретным примером рассмотрим один из упрощенных вариантов уравнений движения, описывающих полет ракеты за пределами земной атмосферы при допущении, что поле силы притяжения Земли является центральным. Проектируя правые и левые части уравнений (1.38) и (1.39) на оси абсолютной стартовой системы координат, получим следующую систему дифференциапьных уравнений (индекс "а" в обозначент абсолютной скорости здесь опущеи) [c.83]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...