Ракета Сатурн 1», «Сатурн

Получив закон распределения погонных сил по поверхности днища и зная его толщину, можно найти напряжения а =Т/й в любой точке. Для конструкций днищ, используемых в ракетной технике, расчетные напряжения в основном растягивающие. В этом случае толщину днища выбирают из условия прочности, сравнивая расчетные напряжения с пределом прочности или пределом текучести су.,. материала днища. В связи с тем, что погонные силы по контуру "днища непостоянны, иногда применяют днища переменной толщины. Так, в одном из баков ракеты Сатурн-1 переменную толщину имеет полусферическое днище. [c.308]

Конструкция блоков ракеты-носителя тонкая и требует деликатного обращения. Достаточно сказать, что при большом весе и внушительных размерах блоков внешняя теплоизолирующая обшивка водородного бака, а в некоторых местах и стенки баков не выдерживают веса ступившего на них человека. Для того чтобы поднять, переставить и установить блок в вертикальное положение, необходимы специальные монтажно-силовые приспособления. На рис. 9.7 показана, например, укладка на транспортер блока третьей ступени ракеты Сатурн-У (он же — блок второй ступени для ракеты Сатурн-1В ). Блок весит около 12 тс. Чтобы поднять его, изготавливаются специальные бандажные кольца 2. Чтобы сохранить форму относительно гибких торцевых шпангоутов, вводятся специальные торцевые монтажные фермы и кольца 1 и 4. Они являются силовыми элементами при установке блока в вертикальное положение. При транспортировке поверхность блока во избежание случайных повреждений [c.453]

В 1964 году, после того как американцы сообщили об успешном запуске тяжелой ракеты Сатурн-1 , руководство Советского Союза почувствовало, что приоритет в области космических технологий ускользает и впервые всерьез рассмотрело вопрос об экспедиции на Луну в ЦК КПСС и Совете Министров. В принятом постановлении № 655-268 О работах по исследованию Луны и космического пространства от 3 августа 1964 года главной задачей была заяв- [c.297]

Специфика программы пусков ракет-носителей Сатурн-1 , Сатурн-1В (временный характер их использования для отработки ракетно-космического комплекса Сатурн — Аполлон ) определила возможность фиксированного метода их подготовки на СК. [c.88]

Первая ступень ракеты Сатурн-5 , носящая обозначение S-I , имеет массу 2280 т, причем масса топлива равна 2149 т. На ступени установлены пять двигателей F-1 четыре — в кардановых подвесах по периферии, способные отклоняться на угол 7°, и один, фиксированный,— в центре, направление тяги которого всегда совпадает с продольной осью ракеты. Двигатели F-1 рассчитаны на [c.278]

Рис. 1. Типичные данные телеметрической информации при потере продольной устойчивости ракеты Сатурн-5 (пуск А5-502)

Рис. 2. Колебания давления в камерах сгорания двигателя Р-1 при потере продельной устойчивости ракеты Сатурн-5> (пуск А5-502)

Рис. 1.2. Сопоставление расчетных и экспериментальных нормальных форм продольных колебаний ракеты Сатурн-5 для нулевой секунды полета

На рис. 1.2 в качестве примера представлен коэффициент формы одного из тонов продольных колебаний ракеты Сатурн-5 для нулевой секунды полета [80, 118]. Здесь же приведено сопоставление экспериментальных данных с результатами расчета. [c.20]

В отличие ОТ аналогичного газового демпфера первой ступени ракеты Сатурн-5 (рис. 1.46) газовый пузырь, расположенный в ловушке , отделен от основного трубопровода столбом жидкости. Инерционные силы этого дополнительного столба жидкости могут оказывать влияние на динамические характеристики демпфера, уменьшая его эффективность в области достаточно высоких частот. [c.125]

При умеренном уровне амплитуд продольных автоколебаний характер изменения давления на входе в насос близок к гармоническому закону при больших значениях амплитуд, однако, форма колебаний существенно отличается от гармонической и они приобретают вид периодически повторяющихся гидроударов, разделенных промежутками, в течение которых давление примерно постоянно [83]. Подобные колебания ниже будут называться разрывными кавитационными колебаниями [64]. Разрывные кавитационные колебания наблюдаются также при больших амплитудах кавитационных автоколебаний в насосах [63] и при особых видах вынужденных колебаний жидкости в трубопроводах [56, 54, 66]. На рис. 1.50 приведена осциллограмма разрывных кавитационных колебаний на входе в насос окислителя двигателя второй ступени ракеты Сатурн-5 , возникших в результате потери продольной устойчивости во время пуска AS-508 [83] колебания аналогичного вида наблюдались при испытаниях ракеты Титан-2 [80]. [c.138]

Рис. 2.23. Блок первой ступени ракеты Сатурн-У . 1 — переходник, 2 -бак окислителя, 3 -демпферы колебаний окислителя в баке, —устройство, предотвращающее образование воронки на входе в трубопровод, 5—крестообразная перегородка, б—переходник между баками, 7—бак горючего, 8 —тоннель для трубопровода окислителя, Р — трубопровод окислителя (внутри тоннеля), 2 —рама двигательной установки, 22—верхнее кольцо рамы двигателей, 22—нижнее кольцо рамы двигателей, 13— обтекатель периферийного двигателя, 2 —лопасть стабилизатора, 25 двигатель Р1, 16 — тормозной двигатель, 27—трубопровод газообразного кислорода, 2 —баллоны с гелием, 2Р—блок аппаратуры. 2 —тоннель.

Явление расслоения газовых смесей заставляет по-новому рассматривать условия многих технологических и природных процессов. Американские авторы [1] указывают, что в системе водород — гелий это явление нужно учитывать при эксплуатации баков космических ракет, где жидкий водород находится под давлением гелия. Оно может оказаться весьма важным и для астрономов, изучающих сильно сжатые за счет гравитации ге-лий-водородные атмосферы тяжелых планет (Юпитер, Сатурн и др.) [2]. [c.118]

В США испытывался кислородно-водородный ЖРД М-1 с такой же тягой. Использовавшийся на верхних ступенях ракеты-носителя Сатурн-5 кислородно-водородный ЖРД 1-2 развивает в вакууме тягу до 104,4 тс скорость истечения равна 4,17 км/с. [c.37]

Общие данные и основные параметры. Двигательная установка второй ступени PH Сатурн-5 — многокамерная, блочная. Она состоит из пяти двигателей 1-2, установленных на о ей раме, и четырех боковых, установленных в подвижных узлах. Отклоняясь каждый в одной плоскости на угол до 7,5°, все двигатели обеспечивают управление движением второй ступени ракеты. На третьей ступени PH Сатурн-5 устанавливается один двигатель 1-2 на карданном подвесе. [c.89]

Во всех описанных случаях потери продольной устойчивости наблюдался весьма схожий характер изменения основных параметров системы. Ограничимся в связи с этим описанием достаточно типичной картины поведения параметров на первой ступени ракеты-носителя Сатурн-5 системы Аполлон [80] до того, как были проведены мероприятия, повысившие устойчивость ракеты. Эта система состоит из четырех ступеней 5-1, 5-2, 5-3, 5-4 и лунного экспедиционного отсека. Все ступени соединены последовательно. [c.5]

Правильность выбранных параметров математической модели и сама математическая модель, как правило, проверяются экспериментальными исследованиями специальных конструктивно подобных моделей, которые являются почти точными уменьшенными копиями натурных конструкций [50]. Так, папример, в процессе разработки ракеты-носителя Сатурн-5 системы Аполлон была создана и обследована динамически подобная модель ракеты в масштабе 1 10 [113, 118]. [c.15]

Непрерывной подпитки газовой полости (как это осуществлялось на первой ступени Сатурна-5 ) в рассматриваемом случае не предусматривалось, что в сочетании с обнаруженным в эксперименте сильным поглощением газа в трубке осложняло эксплуатацию демпфера. Возможная утечка газа из ловушки в период провала давления при запуске двигателя являлась дополнительным недостатком демпфера. Для магистрали окислителя ракеты Титан-3 в связи с этим был разработан газовый демпфер с сильфоном, конструкция которого представлена на рис. 1.55. Всего на ракете устанавливалось четыре сильфонных устройства (по два [c.125]

На рис. 5.5 показана циклограмма запуска двигателей первой ступени ракеты-носителя Сатурн . Как видно из рис. 5.5, двигатели запускаются попарно через 0,1 с, при этом сила, вызываю-Щая вибрации, не больше 0,2 максимальной суммарной тяги. [c.179]

БЦВМ ракеты Сатурн-5 — универсальная вычислительная машина последовательного действия с фиксированной запятой и запоминаемой программой, основная частота 2,043 МГц, длина слов 28 разрядов 25 разрядов мантиссы, 1 знаковый и 2 контрольных ОЗУ состоит из 1—8 блоков на магнитных сердечниках (блок содержит 4096 сердечников) с повышенной надежностью среднее время наработки на отказ 45 000 ч (это достигается за счет тройного резервирования). По сравнению с БЦВМ, установленной па ракете Сатурн-1>, в данной БЦВМ примерно в 7 раз больше деталей, хотя масса ее увеличилась всего на 20%, [c.200]

Вместе с пристыкованным транспортным трехместным кораблем Аполлон станция обладала массой 90 т и имела в длину 35 м. Корабль запускался с помош,ью ракеты Сатурн-1 В . С 25 мая 1973 г. по 16 ноября 1974 г. на станции побывало порознь три экипажа (всего 9 человек), пробывших на ней 29, 59 и 84 суток. Первый экипаж был вынужден провести наружный ремонт станции помог развернуться одной из солнечных панелей (вторая обломилась при запуске и заклинила первую) и установил наружный экран, чтобы избавиться от перегрева жилых помеш,ений. В последуюш,ие годы из-за завышенной солнечной активности, вызвавшей увеличение плотности верхней атмосферы, станция, находившаяся в положении спицы в колесе (см. 11 гл. 5), стала быстро терять высоту. В июле 1978 г. была предпринята попытка продлить ее суш,ествование до момента, когда космический самолет Шатл сможет в 1980 г. доставить на нее блок двигателей для подъема орбиты или для точного сброса станции в океан. Скайлэб был с помош,ьюмаховиков развернут так, что стал двигаться подобно копью причалами вперед. [c.175]

Дальнейшее развитие орбитальных станций должно состоять, как это предвидел еш,е К- Э. Циолковский, в создании сборных конструкций, монтируемых из блоков, доставляемых с Земли отдельными носителями. Блоками могут служить и последние ступени ракет-носителей, в опустевших баках которых можно размещать различное оборудование и даже жилые отсеки. В свое время разрабатывался сырой вариант запуска Скайлэба , в котором главный блок станции выходил на орбиту в качестве действующей второй ступени S-IVB ракеты Сатурн-1 В , а другие подобные же ракеты выводили остальные блоки. [c.176]

В главе 18 мы коснемся использования поля тяготения Венеры при полетах к Меркурию, а в главе 19 — к Юпитеру. Здесь же заметим, что поле тяготения Венеры может быть использовано для полета в окрестность Солнца. Траектория рассчитывается таким образом, чтобы после пролета Венеры ее перигелий приблизился к Солнцу. Можно так подобрать период обращения после прохождения Венеры, чтобы космический аппарат снова встретил Венеру и в результате перигелий еще больше приблизился к Солнцу. Было рассчитано, что с помощью ракетной системы, состоящей из ракет Сатурн-1 В , Центавр и ]1ершинг , таким путем может быть доставлена полезная нагрузка 272 кг на расстояние 0,1 а. е. от Солнца [4.47]. [c.389]

Для такой сложной и ответственной ракеты, как Сатурн-У , процесс отладки и доводки был бы более длительным и дорогостоящим, если бы проектангы не пошли на создание двух предварительных вариантов двухступенчатых ракет Сатурн-1 и Са турн-1В . Таким образом, под индексом Сатурн понимается не только носитель для корабля Аполлон , а серия из трех типов ракет. Ракета Сатурн-1 сыграла в данном случае роль такого же трамплина при переходе к Сатурну-У , как в свое время ракета В2А при переходе к схеме с несущими баками Она так же. выполнив свое иаопаченпе, отошла в прошлое. Модц- [c.81]

Определить реактивную силу и полный имиульс, создаваемый двигателями первой ступени ракеты Сатурн-Г) , если масса сгоревшего топлива этой ступени 2010 т, продолжительность работы днигателей 150 с, относительная скорость истече-иия продуктов сгорания топлива 2500 м/с. Расход топлива счи-тать равномерным. [c.260]

Рис. 9. Использование композиционных материалов в ракето Сатурн 8-11 1 — нижняя тепловая запщта 2 обхцая переборка 3 — защитный кожух 4 — обтекатели уступов

Согласно другой работе [4.112] при полезной нагрузке 40,9 т, включая массу экспедиционного отсека 4,5 т, начальная масса корабля составит 240 т в благоприятный сезон и 450 т в неблагоприятный при удельном импульсе ЖРД 450 с, если отсек выводится на орбиту с перицентрическим расстоянием 1,1 радиуса Марса и эксцентриситетом 0,72. Монтаж такого корабля требует двух запусков ракет Сатурн-5 (в неблагоприятный сезон — модифицированных с присоединенными большими РДТТ), один из которых выводит разгонный блок для схода с околоземной орбиты. [c.458]

На рис. 1.3 в качестве примера приведена заимствованная из работы [80] зависимость собственных частот продольных колебаний первого тона от времени полета для ракеты Сатурн-5 . В целях удобства сопоставления по оси ординат отложено безразмерное время полета, равное отношению размерного времени к полному времени работы первой ступени Г=/п/Го, а собственная частота колебаний / выражена в герцах. Здесь же нанесена типичная зависимость от времени безразмерного коэффициента Ф, свя-Jaннoгo с размерным коэффициентом Ф% соотношением [c.21]

Рис. 1.46. Схема предварлтель-иого клапана окислителя ракеты Сатурн-5

Факел двигателя ракеты представляет собой образующиеся при сгорании ракетного топлива газы и твердые частицы, нагретые до высоких температур (рис. 6.5). В большинстве случаев а состав факела входят водяной пар и углекислый газ. Например, двигатель 1-2 ракеты Сатурн-5 работает на смеси жидкий кислород-1-жидкий водород, поэтому его факел состоит в основном из водя ного пара. Двигатель F-1 работает на топливе кислород + керосин, и в его факеле имеется смесь углекислого газа и водяного пара. Твердотопливные двига-гели имеют факел, состоящий в основном из углекислого га а, водяного пара, окиси углерода и твердых частиц алюминия и углерода, нагретых до высоких температур. [c.323]

Рис. 2.24. Блок второй ступени ракеты .<Сатурн-У>-> 1 —дренажный клапан горючего, 2—переднее днище бакового отсека, 3 —распределитель газообразного водорода для наддува бака горючего, бак горючего, 5—датчик уровня, 6—межбаковая перегородка, 7—бак окислителя, 8—дренажный трубопровод окислителя,Ч, 27 —плоскости разделения, 2 —вспомогательньш двигатель системы обеспечения запуска, 22—обтекатель для кабелей, /5—демпфер колебаний окислителя в баке, 2 —распределитель газообразного кислорода для наддува бака окислителя, 25—система контроля уровня окислителя в баке, 26—датчик уровня, 27—рециркуляционньш трубопровод, 2 "-трубопровод горючего, 2Р—элемент конструкции рамы двигателя, 2 —трубопровод окислителя, 22— приборы, 22—двигатель 12, 25—теплозащитный экран.

Рис. 2.25. Блок гретьей ступени ракеты Сатурн-У 1— передний переходник, 2—бак горючего, 3—бак окислителя, — баллоны с охлажденным сжатым гелием, 5—переходник, <5—двигатель 12, 7 —вспомогательные двигатели, 8 —баллоны с неохлажденным сжатым гелием, 9—топливный бачок системы повторного запуска двигателя, 2 —датчик уровня в баке горючего, 11 -датчик уровня в баке окислителя.

Однако в связи с развертыванием работ по созданию проекта Сатурн - Аполлон в США, направленных на создание комплекса для полета к Луне трех астронавтов и высадки на Луну двух из них, основной упор в работах с PH Н-1 был сделан на проектирование лунного комплекса с полезной нагрузкой, выводимой на орбиту высотой 220 км, не менее 95 т. Для решения этой задачи летный вариант ракеты-носителя выполнен в виде трехступенчатой ракеты, собранной по схеме тандем . Общая длина ракеты без полезной нагрузки равнялась 64,4 м, диаметр максимальный по заднему торцевому шпангоуту хвостового отсека первой ступени более 16 м, диаметр переднего торцевого стыковочного шпангоута третьей ступени 6 м. Стартовая масса ракеты 2750-2820 т, тяга двигательной установки на Земле равна 44200 кН. Длина ракеты с полезной нагрузкой массой 95 т равна 101м. [c.45]

Сатурн - наименование американских двух- и трехступенчатых ракет-носителей ( Сатурн-1 , Са-турн-1В , Сатурн-5 ), созданных в 1964-1967 гг. для обеспечения лунной программы Аполлон . [c.135]

Значительное место в американской научно-исследо-вательской деятельности было отведено созданию орбитальной станции Скайлэб (Skylab). Такой проект появился в середине 60-х годов. В мае 1973 года станция Скайлэб была выведена на околоземную орбиту ракетой-носителем Сатурн-5 (без третьей ступени). С 1973 по 1974 гг. станцию посетили три экипажа астронавтов. В 1979 г., раньше расчетного срока, станция вошла в плотные слои атмосферы и прекратила существование. Транспортным кораблем для доставки экипажа на станцию и возвращения его на Землю служил модифицированный блок космического корабля Аполлон , который выводился на орбиту PH Сатурн-1 В . [c.139]

Быстрые перелеты во внешние области солнечной системы. Из всех профилей, изображенных на рис. 6.50, последние два 14 и 15), представляющие собой траектории кеплерова движения, в основном предназначены для полетов во внешние районы солнечной системы. По всей вероятности, такие баллистические траектории больше подходят для полетов автоматизированных зондирующих ракет к Юпитеру и Сатурну (задачи 4-й группы), чем для полетов человека в необъятные глубины внешней части солнечной системы. Так как полет по траекториям профиля О требует колоссальных затрат времени, как это видно из рис. 6.43, в данном случае желательно, чтобы переходная гелиоцентрическая траектория была почти параболической или даже гиперболической. На рис. 6.58 представлена зависимость времени перелета от начальной гелиоцентрической скорости (взятой по отношению к величине круговой скорости на орбите Земли) при одностороннем полете к планетам юпитеровой группы. Кружки с точками в центре, находящиеся в левой части графика, соответствуют полетам к Юпитеру, Сатурну и Урану по минимальным траекториям. Наиболее характерной особенностью этих графиков является резкое уменьшение времени перелета при возрастании начальной скорости до параболической. Выход на параболическую траекторию требует добавления к круговой орбитальной скорости на орбите Земли, равной 97 700 фут/сек, еще около 40 ООО фут/сек, это значит, что скорость после выхода с заданной спутниковой орбиты высотой 300 морских миль должна быть равной примерно 53 100 фут/сек, т. е. требуемое приращение скорости должно составить 53 100—24 900 = 28 200 фут/сек. Из графика на рис. 6.42 видно, что для профиля О начальный прирост скорости при полете к Юпитеру равен примерно 21 500 фут/сек, при полете к Сатурну —27 ООО фут/сек и к Урану — 25 ООО фут/сек. Поэтому добавочная ступень, обеспечивающая прирост Лу = 6700 фут/сек, могла бы уменьшить время перелета к Юпитеру с 2,9 года до 2,1 года при приросте Аг = 3200 фут/сек — время перелета к Сатурну с 6 лет до 2,7 года при приросте [c.227]

В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением направления вектора тяги. Это наиболее распространенный способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носителей семейства Сатурн , маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как характеризуется минимальными потерями удельного импульса. Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичньш впрыск рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих изменение направления истечения части газа. Вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД малой тяги, которые также используются для управления космическим аппаратом и регулирования скорости полета при выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД применялись на ракетах Тор и Атлас . Они же используются в системе реактивного управления ВКС Спейс Шаттл . [c.201]

Испытательная база ВИП обеспечивает пуски межконтинентальных баллистических ракет-носителей Атлас , Атлас-Аджена , Титан-1 , Титан-2 , Сатурн , Титан-ЗА , Титан-ЗС , Першинг , Минитмен и др. [c.72]

Лазерный локатор фирмы Sylvania [72, 78]. Лазерный локатор американской фирмы Sylvania был создан в 1968 г. для слежения за ракетами-носителями типа Сатурн-5 . В качестве передающего устройства использовался гелий-неоновый лазер с длиной волны [c.213]

НИИ 0,2 а.е, от Солнца. Комбинация Сатурн 1В — Кентавр позволит доставить на это расстояние полезную нагрузку весом 2720 /сГ, а если к этой комбинации добавить в качестве последней ступени ракету Першинг , то груз весом 272 кГ можно будет доставить на расстояние 0,1 а.е, от Солнца. [c.25]

Пульсирующие ЯРД [1.13, 1.15, 1.17, 1.18]. В этих двигателях энергия атомного взрыва должна испарять рабочее тело. По проекту Орион [1.13] (см. также Missiles and Ro kets, 14. ХП. 1964) космическая ракета диаметром 10 м и массой 90 т после выведения ее на орбиту ракетой-носителем Сатурн-5 разгоняется посредством ядерных взрывов, производящихся позади мощного стального днища. Достигается скорость истечения 10 км/с при реактивном ускорении 10 —10 g. По проекту фирмы Мартин [1.18] взрывы ядерных капсул мощностью, эквивалентной 10 т тринитротолуола, внутри камеры диаметром 40 м должны, испарив 935 т воды, вывести на околоземную орбиту нагрузку 160 т (на нижней ступени используется связка из девяти ЖРД F-1), а в будущем — даже 13 000 т. По некоторым предположениям [1.17] взрывы атомных бомб позволят достичь скорости истечения, в 10 раз большей, чем у химических ракет. Есть и более оптимистичные прогнозы, связанные с использованием термоядерных зарядов. Однако опасность радиоактивного заражения атмосферы и заключение договора о прекращении ядерных испытаний в атмосфере, в космосе и под водой, привели к прекращению финансирования упомянутых проектов в США, хотя двигатель типа Орион еще продолжает упоминаться в литературе. [c.40]

Согласно другому исследованию [4.91], 18 ноября 1976 г., 27 января 1979 г., 20 августа 1976 г. и 1 февраля 1978 г. возможны запуски аппаратов с ЭРДУ (удельный импульс 3500—4000 с) с помощью ракет-носителей Атлас — Центавр для пролетов соответственно Цереры, Паллады, Весты и Юноны с полезными нагрузками по 500 кг (в том числе приборы и датчики 181 кг). 18 ноября 1976 г. и 1 февраля 1978 г. были возможны запуски с помощью ракеты Титан-ЗХ—Центавр (г вых=7 км/с) аппаратов с полезными нагрузками 635—726 кг для встреч соответственно с Церерой и с Юноной. Без ЭРДУ для этого были бы нужны ракеты-гиганты Сатурн-5 . [c.433]

Многочисленные научно-технические публикации последних лет показывают, что потеря продольной устойчивости наблюдалась на подавляющем большинстве ракет, создававшихся за рубежом. Так, например, описаны случаи потери устойчивости — с последующим возникновением автоколебаний — разработанными в США ракетами типа Серджент , Юпитер , Тор-Эджена , Атлас-Эджена , Титан-1 , Титан-2 , Сатурн-5 (первая и вторая ступени) [80, 89] и французской ракетой Диамант [105, 112]. В работе [29] описана потеря продольной устойчивости, наблюдавшаяся при отработке ракеты-носителя КК Восток . Приведенный перечень показывает, что склонность к потере продольной устойчивости является характерной особенностью крупных ракет. Даже в тех случаях, когда интенсивные продольные колебания корпуса, возникавшие гюсле потери продольной устойчивости, не приводили к разрушениям силовой части конструкции ракеты, они нарушали нормальное функционирование приборов, а для пилотируемых полетов были недопустимы из-за физиологических ограничений. В частности, было установлено, что колебания с частотой 5—7 Гц космонавты переносят с трудом. При дальнейшем увеличении частоты ощущения становятся непереносимыми, поскольку на частоте 7 — )4 Гц возникают резонансные колебания глаз п некоторых внутренних органов [80, 119]. [c.4]

РТС ракеты-носителя Сатурнл, Телеметрическая аппаратура, установленная на борту РИ Сатурн (рис. 5 53), позволяет использовать возможности всех средств командно измерительного комплекса. Она ие только выполняет функцил контроля ракйгы в полете, но и используется как звено в системе наземной проверки Построение телеметрии обеспечивает необходимую гибкость системы измерения на РИ за сче 1 легкости и быстроты изменения структурного состава аппаратуры. [c.309]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...