Ракета Титан», «Титан-11, -III

УСКОРИТЕЛИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ ТИТАН [c.224]

Рис. 134. Твердотопливный ускоритель ракеты-носителя Титан [186].

Зависимость величины Л экв от времени строят для различных сечений с помощью уравнения (10.1). Исходными данными для расчета являются внешние программные нагрузки и нагрузки от возмущенного движения ракеты по траектории, а также распределение масс по длине корпуса ракеты и закон их изменения по времени полета.По этим данным находят перегрузки Пх и Пу в каждой точке траектории. Осевая перегрузка /х , определяемая в основном программными нагрузками, увеличивается в полете. Например, для ракеты Титан-П на старте ЛЛ, а в конце работы двигательной установки первой ступени Пх 9. [c.274]

Например, соединения ступеней ракеты Титан-ЗС статически определимы. Осевая сила ускорителя первой ступени на корпусе второй ступени воспринимается продольными лонжеронами. Эксцентриситет [c.288]

Пуск ракеты-носителя Титан (ВИП) [c.71]

Спутники этого типа 0V-2 (рис. 3.8), масса которых составляла 205 кг, устанавливались в качестве дополнительной полезной нагрузки на экспериментальных ракетах-носителях Титан II 1 . Корпус спутника имел форму куба с внутренним объемом 0,14 м . Спутники 0V-2 предназначались для исследования электромагнитного поля Земли, энергетических частиц, воздействия радиации на биологические объекты и др. На орбите они стабилизируются вращением. Для поддержания скорости вращения в заданных пределах (3—10 об/мин) служат микродвигатели, [c.108]

По американским данным [Мб], в конструкциях пятидесяти носителей ракеты Титан-Т применена эпоксидная смола с борным волокном. [c.7]

Предлагается [3.471 сначала вывести с помощью ракеты Титан— Центавр аппарат на гало-орбиту вокруг точки Ьх (чтобы его можно было наблюдать с Земли). Небольшой двигатель на сжатом газе вытягивает конец троса на несколько километров в сторону Луны, а там уже трос движется сам к Луне под действием градиента гравитации. Одновременно в противоположную сторону должна на- [c.297]

Согласно опубликованным расчетам [4.361, при чистой массе зонда (без ЭРДУ) 200 кг и использовании ракеты-носителя Ти-тан-30> может быть достигнут наклон к плоскости солнечного экватора, равный 41°. Тот же космический аппарат может быть выведен на орбиту искусственной планеты с наклоном к плоскости экватора только 27°, если вместо того, чтобы снабдить аппарат солнечной ЭРДУ, ракета-носитель будет дополнена ступенью Бернер-2 . Аналогично для ракеты-носителя Титан-ЗВ — Центавр и аппарата с ЭРДУ — 51°, а для ракеты Титан-ЗВ — Центавр — Бернер-2 и аппарата без ЭРДУ — 34°. Во всех случаях предполагаются три активных участка (общей продолжительностью примерно 360 сут), мощность ЭРДУ 10 кВт и удельный импульс ЭРДУ 2600 с. [c.356]

Описанным путем с помощью ракеты-носителя Титан-ЗВ — Центавр на орбиту вокруг Меркурия высотой 500 км может быть доставлена полезная нагрузка 270 кг через 300 сут после старта, если удельный импульс одноступенчатой тормозной химической установки равен 300 с, удельный импульс ЭРД 2500 с (при мощности 15 кВт). В случае удельного импульса ЭРД 3500—4000 с той же цели можно достичь с помощью ракеты Атлас — Центавр . Между тем доставка той же полезной нагрузки при двухступенчатой тормозной химической установке с прежним удельным импульсом потребовала бы ракеты Инт-20 (первая и третья ступени ракеты Сатурн-5 ). [c.400]

По одному из детальных проектов [4,90] 18 ноября 1976 г, ракета-носитель Титан-ЗЕ выводит на траекторию (г вых км/с) космический аппарат массой 1792 кг. Аппарат прибывает в точку, отстоящую на 1000 км от Эроса со стороны Солнца, И июля 1978 г,, через 600 сут, причем все 600 сут работает ЭРДУ (6 ртутных ионных двигателей тягой по 15 гс). Далее, в течение 30 сут совершаются маневры с помощью ЭРДУ по приближению к Эросу и обходу его с разных сторон (затрата 6,6 м/с суммарной характеристической скорости). При этом выбирается область для причаливания, С помощью 8 вспомогательных ЖРД тягой по 11,3 кгс аппарат приближается к Эросу и зависает на высоте 150 м, В поверхность втыкается реактивный гарпун, тянущий за собой трос, по которому на поверхность спускается специальный отсек с рычажной системой для забора образцов грунта. Отсек остается на Эросе, но герметичная капсула с образцами возвращается на аппарат, который по вертикали удаляется от Эроса. 19 октября 1978 г., через 100 сут после встречи с Эросом, аппарат отправляется на Землю и еще через 475 сут (в том числе первые 95 сут работы ЭРДУ), 6 февраля 1980 г., возвращаемая капсула с образцами массой 50 кг входит со скоростью 12,8 км/с в атмосферу Земли. Продолжительность эксперимента 3,2 года [4.90 [c.432]

В качестве другого примера экспериментального определения динамических свойств можно привести исследование системы питания первой ступени ракеты Титан-2 [117]. Установка, моделирующая натурные условия (рис. 1.20), включала насосы, снабженные прозрачными вставка- ми. Гидравлические сопротивления камер сгорания имитировались специальными шайбами. Колебания расхода создавались специальными пульсаторами, которые устанавливались до и после насосов. Результатом экспериментальных исследований явились частотные характеристики системы питания, включающей насосы, работающие в режимах скрытой кавитации при различных значениях давления наддува. [c.61]

Рис. 1.20. Схема установки для исследования динамики системы питания первой ступени ракеты Титан-2 [117]

Во введении уже приводился обширный перечень ракет, на ко- орых наблюдалась потеря продольной устойчивости. Наиболее полно в журнальной литературе описаны исследования по обеспечению продольной устойчивости первой и второй ступеней ракеты-носителя Сатурн-5 и первой ступени ракеты Титан , которым в основном посвящен этот раздел. [c.119]

Потеря устойчивости ракеты Титан-2 наблюдалась в интервале 100—150 с полета. Характер изменения амплитуд колебаний в течение полета представлен на рис. 1.52. Максимальное значение амплитуд колебаний наблюдалось на 120-й секунде полета. Колебания осевой перегрузки при потере продольной устойчивости достигали 1—2g на частоте 10—15 Гц и имели синусоидальный характер. Колебания давления а входе в насос в области интенсивных колебаний, напротив, свидетельствовали о существенной нелинейности процесса. [c.124]

Рис. 1.52. Огибающая амплитуду колебаний продольной перегрузки, по данным летных испытаний ракеты Титан-2

Рис. 1. 53. Корневой годограф для ракеты Титан-2

Рис. 1.54. Схема газового демпфера типа газовая ловушка на линии окислителя ракеты Титан-2

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]

Рис. 1.56. Пружинный демпфер на линии горючего ракеты Титан-2

На линии горючего ракеты Титан-2 был установлен демпфер пружинного типа, конструктивна схема которого приведена на рис. 1.56. Упругие характеристики демпфера обеспечивались двумя пружинами. На работоспособности этого демпфера отрицательно [c.126]

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. 2.31. Ракета-носитель Титан-ШС на стартовой плошадке.

Началом использования титана в ракетной технике США следует считать 1957 г. Тогда на производство управляемых снарядов пошло 3% общего потребления титана в стране. В ракетной технике титан применяется для баллонов высокого давления и корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе. В ракетах Атлас , Титан-1 , Тптан-3 и др. применены различные титановые баллоны и сварные балки для окислителя и топлива. В космос титан вышел вместе с космическим кораблем Меркурий (1961), в капсуле массовая доля его составляла 18% (каркас, внутренняя обшивка, контейнер антенны и парашюта и др.). На космическом корабле Джеминай из титана были изготовлены детали общей массой 545 кг (рама, двухслойная обшивка, емкость высокого давления). Титан применен также в конструкциях служебного отсека корабля Апполон . Корабль для перемещения космонавтов по лунной поверхности был снабжен титановыми баками. Из титана также изготовляются корпуса искусственных спутников. Следует отметить, что в авиационной и космической технике применяется в основном сплав Ti— 6А1—4V или его аналоги. Иные сплавы используются реже и рассматриваются как перспективные. [c.233]

Этот сплав успешно используется для изготовления баллонов высокого давления топливных систем (окислитель, азот, гелий) в ракетах Титан-2 , Атлас , Апполон , Поларис и т. п Одним из наиболее перспективных титановых сплавов и для изготовления сосудов высокого давления считается также сплав Ti—13V—ПСг—ЗА1. Фирмой Budd и С° производятся цилиндры методом спиральной намотки тавров из этого сплава, используя высокую пластичность его в закаленном состоянии. [c.233]

Ниже описываются некоторые из этих двигателей, а именно ускорители ракеты-носителя Титан-П1 С , твердотопливный ускоритель воздушно-космической системы Спейс Шаттл , вспомогательный твердотопливный ускоритель ракеты-носителя Ариан 3 и ряд двигателей космических летательных аппаратов, предназначенных для перевода полезной нагрузки с низкой околоземной орбиты на геостационарную, в частности РДТТ межорбитальных буксиров (МБ). [c.224]

Высокая эффективность, продемонстрированная твердотопливными ускорителями ракеты-носителя Титан III , послужила основной причиной того, что NASA (после изучения преимуществ и недостатков твердотопливных ускорителей по сравнению с жидкостными) решило использовать 2 ТТУ диаметром 3,71 м, длиной 38,1 м, снаряженных 502 580 кг того же топлива на основе ПБАН и имеющих четырехсекционную конструкцию. Система Спейс Шаттл показана на рис. 137. Два РДТТ, запускаемые вместе с маршевыми двигателями космического летательного аппарата многоразового использования Спейс Шаттл , отделяются после сгорания (номинально через 122 с) на высоте около 50 км. К этому времени Спейс Шаттл находится приблизительно в 45 км от стартовой площадки и движется со скоростью 5150 км/ч. После отделения ускорителей открывается группа парашютов — сначала вытяжной, затем стабилизирующий и, наконец, основная связка, уменьшающая вертикальную составляющую скорости ускорителя к моменту его соударения с водой приблизительно до 96 км/ч. Траектория отработавшего ускорителя показана на рис. 138. После ремонтно-восстановительных работ корпус ускорителя транспортируют обратно в космический центр, заливают новым зарядом ТРТ и подготавливают к повторному запуску. Металли- [c.227]

Стартово-посадочный комплекс МТКК Спейс шаттл на Восточном испытательном полигоне. В проекте стартово-посадочного комплекса (СПК) МТКК Спейс шаттл НАСА основная идея — максимальное использование имеющихся наземных комплексов с частичной модификацией. Поэтому было принято решение о создании двух стартовых комплексов первого — на базе технических средств, используемых по программе Сатурн-5 — Аполлон , и второго — на базе недостроенного комплекса для запусков ракет-носителей Титан-ЗМ . Это позволило в значительной степени снизить затраты по созданию СПК МТКК Спейс шаттл . [c.80]

Авиабаза Ванденберг и полигон Пойнт-Аргу-эльо используются для запуска космических аппаратов военного назначения Дискаве-рер , Мидас , Самос и т.п. На базе имеются три стартовых комплекса для ракет-носителей Атлас , два для ракет-носителей Титан и один для ракет-носителей Скаут . Кроме того, здесь же расположены 14 стартовых комплексов для пусков и испытаний ракет Минитмен . [c.84]

Ракеты Титан , Атлас , Поларис (баллоны высокого давления) Космический корабль Аполлон (баллоны высокого давления, лунный отсек) Космические корабли Юпитер-С , Юнона-2 >, Пионер-4 (корпус двигателя твердого топлива) [c.106]

Начнем с наиболее упрощенного (без двух околопланетных спиралей). 5-ступенчатая ракета Титан — Центавр выводит из сферы действия Земли со скоростью км/с аппарат массой 2195 кг. Мощность СЭРДУ 15 кВт, удельный импульс 3000 с. СЭРДУ отделяется после 300 4- 400 сут работы. Через 840 сут после старта бортовой ЖРД с удельным импульсом 372 с выводит аппарат на орбиту вокруг Юпитера с радиусами перицентра и апоцентра 6 и 37 радиусов Юпитера. Тормозной импульс ЖРД — 2,491 км/с, масса ИСЮ 762 кг [4.84]. [c.419]

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]

В одной из работ [4.95] приводятся результаты расчета на ЭВМ 59 многоимпульсных траекторий для встреч с 13 кометами (конечно, кометы Галлея среди них нет) во время их 15 появлений в центре Солнечной системы в период 1980—2000 гг. Суммарные характеристические скорости разрешают доставку в 58 случаях полезных нагрузок от 60 кг до 1,5 т с помош,ью ракеты Титан-ЗО-Центавр (иногда с присоединением ступени Бёрнер-2 ) или более мош,ной Титан-ЗР-Центавр . Число импульсов колеблется в разных случаях от 3 до 5. Трехимпульсный (биэллиптический) переход на орбиту Кометы целесообразен в том случае, когда ее линия узлов близка к линии апсид, т. е. ее плоскость орбиты отклонена ст плоскости эклиптики как бы поворотом вокруг линии апсид. Тогда космиче- [c.435]

Другим важнейшим объектом для встречи из числа комет служит комета Энке. Проектов использования СЭРДУ очень много. В качестве наглядного примера соответствующей операции можно привести траекторию на рис. 164, которая в точности, правда, не может быть воспроизведена в ближайшее время, так как предусматривает старт в марте 1978 г., разумеется, при определенном начальном расположении Земли и кометы. Выход из сферы действия Земли аппарата массой 1625 кг происходит с помощью ракеты Титан-ЗЕ со скоростью г вых=7,36 км/с. Полезная нагрузка 635 кг. Полет продолжается 960 сут [4.90]. [c.438]

НИИ Ук каждого из нормальных тонов колебаний при этом монотонно растет. Рост собственных частот колебаний обусловлен уменьшением массы ракеты при сохранении жесткости элементов конструкции. В соответствии с известными законами строительной механики увеличение размеров ракет сопровождается, при прочих равных условиях, уменьшением собственных частот колебаний. Так, например, если значение собственной частоты колебаний первого тона в конце полета первой ступени ракеты-носителя Са-турн-5 , имеющей стартовую массу 3000 т, составляет 6 Гц, то для ракеты Титан-2 со стартовой массой 150 т она имеет значение 25 Гц [71, 80, 85, 89]. [c.21]

Рис. 1.55. Сильфои-ныи демпфер на линии окислителя ракеты Титан-3

Например, трехступенчатая ракета Титан-ШС (рис. 2.31) в качестве такой стартовой ступени имеет два боковых крупногабаритных твердотопливных ракетных блока. Кстати, это пример построения ракетной системы методом, обратным тому, который использовался при создании систем Восток или Молния и Союз . Повышение мопдаости системы достигается не надстрой кой последующих ступеней, а подводом под уже отлаженную двухступенчатую жидкостную ракету Титан-П начальной ступени, роль которой как раз и играют твердотопливные ракетные блоки. [c.97]

В качестве блоков первой ступени используются два возвращаемых мпогосекционных твердотопливных двигателя. Они крепятся к центральному блоку второй ступени. Твердотопливные блоки по своему устройству схожи со стартовыми блоками ракеты Титан-1ИС (рис. 2.32), но управление вектором тяги осуществляется поворотом сопел. Каждый блок обеспечивает стартовую тягу около 1200 тс. [c.100]

Для испытаний и пусков каждого типа ракет на полигоне отводятся, как правило, территориально обособленные зоны, имеющие самостоятельный комплекс сооружений, оборудования и стартовых площадок. По полигонной традиции им присваиваются номера. В частности, стартовые комплексы 40 и 41 предназначены для пусков носителя Титан-ШС , а для его сборки и подготовки предназначены технические комплексы, расположенные в корпусах VI и VII. Сборка и подготовка ракеты Сатурн-V производилась в сборочном корпусе VIII, а для пусков использовались стартовые комплексы 39А и 39В. Наземный комплекс (технический и стартовый вместе) для каждого носителя представляет собой обособленную зону космодрома. Таких зон на мысе Канаверал несколько. По мере закрытия определенного цикла работ некоторые комплексы консервируются или подвергаются переделкам под новый тип носителя. Так, например, в настоящее время стартовый комплекс ракеты Сатурн-V перестраивается для запусков космической системы многократного использования. Часть площадок на полигоне отводится под испытание баллистических ракет военного назначения. [c.447]

В первые годы освоения космического пространства в США был создан ряд носителей, обеспечивающих военные исследовательские программы. Изменение характера грузопотока в начале 80-х годов потребовало увеличения грузоподъемности ракет-носителей, что было сделано за счет создания дополнительных разгонных блоков ( Аджена , Центавр и др.) При этом было предусмотрено, что эти разгонные блоки могут быть использованы в сочетании с различными PH. Так появились PH Титан-Центавр , Атлас-Аджена и др. [c.139]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...