Ракета-носитель

Отсюда видно, что величина скорости спутника растет. Поскольку для спутника отношение kim меньше, чем для ракеты-носителя, то ракета обгоняет спутник. Действие сопротивления атмосферы приводит к тему, что спутник начинает падать , при этом его потенциальная энергия убывает. Полная энергия согласно (2) [c.66]

Результаты, полученные в предыдущем параграфе, могут быть применены к движениям искусственных спутников Земли и искусственных планет под действием сил тяготения (но в отсутствие ка-ких-либо других сил). Если ракета-носитель поднялась на достаточную высоту, на которой плотность земной атмосферы, а следовательно, и ее сопротивление движению ничтожны, / . и если после этого двигатели раке- [c.328]

При начальной скорости, большей чем величина v , определяемая выражением (11.23), спутник, как показано в предыдущем параграфе, будет двигаться по эллиптической орбите, для которой точка А является перигелием. Если в точке Л, в которой выключен двигатель ракеты-носителя (н сопротивлением воздуха можно уже пренебречь), скорость ракеты не перпендикулярна к радиусу Земли и имеет достаточно большую величину, то дальнейшее движение будет происходить также по эллиптической орбите, но точка А уже не будет являться перигелием этой орбиты. Таким образом, для вывода спутника на круговую орбиту должны быть точно выдержаны определенные величина и направление скорости ракеты-носителя в момент выключения двигателей. При неточном выполнении этого условия орбита оказывается эллиптической. Поэтому практически орбиты спутников всегда оказываются эллиптическими, но чем точнее осуществлен запуск, тем более близкая к круговой орбита может быть получена. [c.329]

Вращение корпуса корабля вокруг какой-либо из его осей может возникнуть, например, при отделении корпуса от ракеты-носителя. Это вращение может быть устранено приборами автоматической ориентации корпуса. [c.353]

Но зато ускорения, сообщаемые космическому кораблю другими силами (тягой реактивного двигателя ракеты-носителя и сопротивлением воздуха на участках выхода на орбиту и спуска на Землю), резко возрастают и соответственно возрастают силы инерции. Ускорения, сообщаемые тягой реактивного двигателя при запуске космического корабля и выводе его на орбиту спутника Земли, достигают десятка g. Такой же величины достигают и те ускорения (отрицательные), которые создает сопротивление воздуха при входе космического корабля в плотные слои атмосферы. [c.358]

Космические скорости — начальные скорости последних ступеней ракет-носителей, характеризующие гравитационное поле нашей планеты. К настоящему времени практически достигнуты][так называемая первая космическая скорость (7,9 км/сек), при которой летательные аппараты могут совершать полеты вокруг Земли по круговым и эллиптическим орбитам, и вторая космическая скорость (11,2 км/сек), достаточная для совершения полетов к другим планетам солнечной системы. [c.409]

Смонтированный в носовой части последней ступени ракеты-носителя и на участке выведения предохранявшийся специальным защитным конусом, спутник после выхода на эллиптическую орбиту с перигеем 228 км и апогеем 947 км был отделен от ракеты и начал двигаться самостоятельно. Период обращения (время оборота вокруг Земли) равнялся 96,17 мин угол наклона орбиты к плоскости земного экватора составил 65°. На спутниковую орбиту была также выведена и последняя ступень ракеты-носителя, большие размеры которой обусловливали возможность ее наблюдения ночью невооруженным глазом. [c.425]

Орбиты спутника и последней ступени ракеты располагались на больших высотах в весьма разреженных слоях атмосферы. Тем не менее наличие сил сопротивления все же вызвало изменение (эволюцию) орбит. Для первых оборотов спутника период обращения уменьшался за сутки на 1,8 сек. Ракета-носитель тормозилась еще более энергично она вошла в плотные слои атмосферы и разрушилась 1 декабря 1957 г., тогда как спутник просуществовал до 4 января 1958 г., совершив в течение 92 суток около 1400 оборотов вокруг Земли. Экспериментальное определение реальных значений плотности верхних атмосферных слоев составило один из основных научных результатов, полученных в итоге полета первого спутника. [c.425]

Второй советский искусственный спутник Земли был выведен на орбиту 3 ноября 1957 г. Он представлял собой последнюю ступень ракеты-носителя, и в нем — в отдельных контейнерах — помещалась основная аппаратура и находилась подопытная собака Лайка (рис. 130,6). Общий вес его составлял 508,3 кг. [c.425]

Электрон-3 и Электрон-4 . 16 июля и 14 ноября 1965 г. состоялись запуски тяжелых орбитальных автоматических станций Про-тон-1 (рис. 131,6) и Протон-2 , снабженных аппаратурой для исследования космических частиц высоких и сверхвысоких энергий вес каждой из этих станций — около 12 т. Затем 23 апреля и 14 октября 1965 г. на высокоэллиптические орбиты с апогеем 30—40 тыс. км были выведены спутники-ретрансляторы типа Молния-1 (рис. 131, е), оборудованные реактивными двигателями для периодической коррекции полета и обеспечиваюш ие сверхдальнюю телеграфную, телефонную и телевизионную связь (с передачей черно-белых и цветных телевизионных изображений) без использования дорогостоящих и сложных в эксплуатации кабельных и радиорелейных линий [18]. 25 апреля 1966 г. был осуществлен запуск третьего спутника-ретранслятора Молния-1 , имевшего целью продолжение экспериментов по установлению сверхдальней связи при совместном использовании нескольких спутников Через этот спутник были продолжены прямые двухсторонние радиотелефонные и телевизионные передачи между наземными приемопередающими пунктами Москвы и Владивостока. Через него же начались пробные передачи программ цветного телевидения между Парижем и Москвой. 6 июля 1966 г. мощная ракета-носитель вывела на околоземную орбиту с апогеем 630 км автоматическую станцию Протон-3 , оборудованную аппаратурой для комплексного исследования космических лучей [c.428]

Первый советский корабль-спутник был выведен 15 мая 1960 г. на эллиптическую орбиту с перигеем 312 км и апогеем 369 км. Начальный период его обращения был равен 91,2 мин наклон орбиты к экватору равнялся 65°. Общий вес корабля-спутника после его отделения от последней ступени ракеты-носителя составлял 4540 кг. Спутник такого большого веса впервые выводился на орбиту, и для его выведения понадобилась более мощная многоступенчатая ракета. [c.435]

В результате выполнения программы наблюдений были получены экспериментальные данные об активном участке полета мощной ракеты-носителя, с большой степенью точности выведшей космический корабль на заданную орбиту, и проверена надежность работы систем управления и всех систем, обеспечивающих нормальные условия жизни в герметизированной кабине. [c.435]

Он состоял из герметизированной кабины с наружным теплоизоляционным покрытием, с двумя быстрооткрывающимися люками для входа и выхода пилота и с тремя иллюминаторами, защищенными жаропрочными отек.лами и металлическими шторками, из приборного отсека и отсека с тормозной двигательной установкой. При выводе на орбиту в его головной части помещался предохранительный кожух-обтекатель. Вес спутника — без последней ступени ракеты-носителя — был равен 4,73 т [20]. [c.439]

Очень высокая стоимость отдельных изделий или их элементов делает иногда обязательным проведение испытаний без разрушения на всех этапах разработки. Примером изделий этой группы могут служить двигатели на твердом топливе, применяемые в баллистических ракетах и ракетах-носителях, выводящих на орбиту искусственные спутники Земли. Стоимость одной ступени такой ракеты может достигать полмиллиона долларов или даже больше. Так как экономика проекта требует, чтобы производилось минимальное количество запусков таких ракет для достижения поставленной цели, то весьма существенно иметь самую полную информацию об испытываемых двигателях. Как правило, основной объем такой информации получается из обширных неразрушающих испытаний, [c.164]

Летные испытания. Данная категория испытаний относится к специальному виду испытаний самолетов, ракет-носителей и космических аппаратов. В то время как многие воздействия, специфичные для летных условий, можно весьма близко имитировать при наземных лабораторных или стендовых испытаниях, только в редких [c.32]

Страны Европейского экономического сообщества, опираясь на различные варианты ракеты Ариан-4 , также достигли значительных успехов в освоении космоса. Китайская Народная Республика продемонстрировала свои возросшие технические возможности запуском искусственных спутников с помощью ракеты Великий поход . Вывел на околоземную орбиту свой первый спутник собственной ракетой-носителем и Израиль. [c.5]

Описаны новые концепции жидкостных ракетных двигателей (предназначенных в основном для космических летательных аппаратов многоразового использования или гиперзвуковых ракет), в том числе конструктивные схемы с центральным телом и соплом со сдвижным насадком и схема двигателя на двух горючих, одно из которых — высокоплотное — применяется для начального этапа полета, а другое — легкое — обладает высокими энергетическими характеристиками. Последняя схема позволяет использовать общую двигательную установку на протяжении всего полета. Обсуждаемые схемы дают больший простор для конструкторских решений и способствуют повышению характеристик ракет-носителей. [c.11]

Предлагаемая книга содержит описание последних достижений в области ракетных двигателей на химическом топливе, включая характеристики двигательных установок, свойства топлив и технологию их промышленного изготовления, механизм горения и устойчивость, совместимость двигателя с ракетой, управление направлением и величиной тяги. Уже имеются специальные монографии и по твердым топливам [103, 178], и по жидким [67] здесь, пожалуй, впервые оба эти типа ракетных двигателей рассмотрены совместно. Кроме того, в книге показано, как изложенные теоретические принципы применяются на практике к высокоэффективным двигательным установкам (ДУ) ракет-носителей и космических летательных аппаратов. [c.13]

Космические корабли различного назначения выводятся на орбиту (траекторию) с помощью ракет-носителей. Каждая ступень ракеты-носителя имеет двигатели, баки с топливом и другие устройства. Остатки использованной ступени обычно огделяют от остальной части ракеты. Последней ступенью служиг космический корабль или эквивалентное ему устройство, которые в конце работы двигателей предпоследней ступени получают скорость Vg под углом а к горизонту вследствие запрограммированного отклонения ракеты-носителя с помощью рулевого устройства. [c.546]

Движение космического корабля после его отделения oi остатков ракеты-носителя соверщается под действием силы тяготения Земли при старте с ее поверхности. Высота над Землей, где космический корабль начинает свое автономное движение после работы двигателей, достаточно велика и силой сопротивления воздуха можно пренебречь. Можно пренебречь также силами тяготения Солнца и других планет, если движение космического корабля происходит вблизи Земли. [c.546]

ТО МЫ Прежде всего должны разделить случай, когда тело отсчета испытывает ускорение под действием только силы тяготения, и случай, когда телу отсчета сооби ают ускорение еще какие-либо силы, возникшие в результате иепосредственного соприкоснонения с телом отсчета -других тел (например, силы тяги реактивного двигателя, соприкасающегося с ракетой-носителем космического корабля). [c.113]

Решение. После того как ракета-носитель вывела спутник массой т на заданную орбиту и сообщила ему скорость V, касательную к орбите, спутник продолжает движение под действием одной лшдь силы притяжения Земли. Для определения скорости V спутника применим принцип Даламбера, т. е. приложим к спутнику центробежную силу инерции и составим уравнение равновесия, спроецировав силы на ось, проходящую через спутник и центр Земли [c.138]

Строгая математическая теория многоступенчатых ракет, на основе которой проектируются современные межконтинентальные ракеты и ракеты-носители искусственных спутников Земли и космических кораблей, была разработана в 1926—1929 гг. К. Э. Циолковским. Первый вариант его составной ракеты ( ракетного поезда ) предусматривал последовательное расположение и последовательное действие соединенных между собой трех одиночных ракет. В таком поезде вначале работал двигатель нижней (хвостовой) ракеты. Израсходовав топливо, она отделялась от поезда и тогда начинал работать двигатель средней ракеты. После исчерпания топливного запаса она также отделялась от поезда и включался двигатель верхней (головной) ракеты, к тому времени уже получившей значительную скорость. Второй вариант ракетного поезда ( эскадрилья ракет ) отличался тем, что одиночные ракеты (например, четыре) должны были отправляться в полет работающими одновременно и скрепленными не последовательно, а параллельно. При израсходовании половины общего запаса топлива оставшаяся половина должна была переливаться из двух крайних ракет в полупустые емкости двух средних ракет затемопорожненные крайние ракеты отделялись от эскадрильи. В дальнейшем операция переливания топлива повторялась, и конечной цели полета достигала — как и в первом варианте — только одна ракета. [c.416]

В течение 1959 г. в сторону Луны были осуш ествлены три успешных запуска советских космических ракет с отделяемыми космическими аппаратами — автоматическими станциями Луна , смонтированными на последних ступенях ракет-носителей. Первая такая ракета с автоматической станцией Луна-1 была запуш ена в сторону Луны 2 января 1959 г. Вес ее последней ступени (включая вес станции) составлял (без запаса топлива) 1472 кг. [c.429]

В США первый полет по баллистической траектории бьш совершен астронавтом А. Шепардом 5 мая 1961 г. Капсула Меркурий , выведенная ракетой-носителем Редстоун с мыса Канаверал (ныне мыс Кеннеди, штат Флорида), достигла высоты 115 миль ( 185 км) над поверхностью Земли и через 15 мин 22 сек после начала полета приводнилась в Атлантическом океане — в 487,5 км от места старта. [c.441]

Космической программой предъявляются самые высокие требования к работоспособпостп и надежности конструкционных материалов. Отношение массы ракеты-носителя к полезной массе, выведенной на околоземную орбиту, в среднем составляет 100 1, тогда как для лунной орбиты оно в средие1М равно 600 1. Стоимость вывода па орбиту одного килограмма полезной массы принято оценивать в 37,5 — 75 тыс. долларов. [c.78]

Наиболее четко это положение прослеживается при оптимизации космических энергетических установок [28, 58]. Так, для ядерных и солнечных космических энергетических установок превалирующее влияние ка величину 3 оказывает транспортная составляющая экплуатационных расходов из-за высокой стоимости доставки на орбиту одного килограмма полезной нагрузки современными ракетами-носителями разового действия. Эти затраты в зависимости от типа ракеты-носителя, абсолютной величины полезной нагрузки, координат точки старта и параметров орбиты, а также ряда других факторов лежат в пределах 8000. .. 40 ООО долл/кг. [c.43]

Вследствие значит, отличия условий Н. от земных условий, в к-рых создаются и отлаживаются приборы и агрегаты ИСЗ, космич. легат, аппаратов и их ракет-носителей, проблема Н. занимает важное место среди др. проблем космонавтики. Так, в условиях Н. непригодны приборы и устройства, в к-рых используются физ. маятники или свободная подача жидкости и т. п. Учёт Н. становится особенно существенным для систем, имеющих ёмкости, частично заполненные жидкостью, что, напр., имеет место в двигат. установках с жидкостно-реактивными двигателями, рассчитанных на многократное включение при космич. полёте. Возникает и ряд др. техн. проблем. [c.250]

Не утомляя читателя наукообразностью и в то же время не упрощая реальных физических и технических проблем, автор последовательно анализирует физико-химические и механические характеристики топлив, процессы в камере сгорания и сопле на режимах запуска, установившейся работы и выключения, рассматривает проблемы неустойчивости горения, охлаждения и управления вектором тяги, описывает современные и перспективные схемы и конструкции ЖРД и РДТТ с учетом технологических аспектов их изготовления и иллюстрирует изложение примерами применения ракетных двигателей на ракетах-носителях и космических летательных аппаратах. В тех случаях, когда это возможно, автор рассматривает жидкостные и твердотопливные двигатели совместно, что нетипично для отечественной научной и учебной литературы, но весьма желательно для расширения кругозора и улучшения взаимопонимания между специалистами по ЖРД и РДТТ. [c.7]

В гл. 10 рассмотрены вопросы регулирования модуля н вектора тяги как для РДТТ, так и для ЖРД. Заключительная часть книги (гл. 11 и 12) посвящена применению ЖРД и РДТТ для осуществления космических полетов и содержит анализ ряда космических программ. Рассматриваются, в частности, двигательные установки ракеты-носителя Ариан и воздушно-космического самолета (ВКС) Спейс Шаттл , двигатели межорби-тальных транспортных аппаратов и вспомогательные двигательные установки космических орбитальных станций, обсуждаются достижения Японии в области ракетного двигателестроения. [c.14]

В ЭТОЙ главе рассмотрено несколько новых схем ЖРД некоторые из них апробированы, а другие только разрабатываются. Практически все они основаны на использовании таких компонентов топлива, как жидкий кислород и углеводородное горючее [13, 106J. Ясно, что ЖРД, работающие на таких компонентах, могут использоваться только для космических полетов, и многие специалисты рассматривали вопрос оптимальности одно- и двухступенчатых ракет-носителей на таких топливах 117, 118, 149, 150, 173, 174]. [c.181]

Рассматривалось несколько концепций ЖРД, работаюпхих на двух горючих, применительно к одноступенчатой ракете-носителю многоразового использования. Ниже приведено краткое описание двух из них первой — замкнутой схемы [150] и второй — с использованием описанной выше кольцевой камеры сгорания с центральным телом [93]. [c.193]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...