Скорость ракеты идеальная

На первый взгляд может показаться, что энергетические ресурсы обеих ракет должны быть одинаковы, но это неверно. Если бы разгон ракеты происходил в свободном пространстве, то приобретенная начальная скорость просто равнялась бы идеальной скорости ракеты. Но действие сил притяжения Земли, а также сопротивления атмосферы приводит к так называемым гравитационным и аэродинамическим потерям [1.36]. Ракета должна компенсировать эти потери дополнительной затратой топлива, и в результате фактическая приобретенная скорость всегда оказывается меньше идеальной. [c.73]

Оба отношения, выражаемые формулами (101) и (102), изменяются в пределах от 1 до оо при изменении от нуля до той величины этой дроби, которая может быть достигнута с помощью простой ракеты. При 8 = 0 эти отношения равны единице для любой скорости ракеты, так как в этом случае составная ракета ничем не отличалась бы от идеальной простой ракеты, у которой топливо не нуждается в баках. [c.69]

Если, далее, у двух сравниваемых ракет, движущихся одна в свободном пространстве, а другая в поле тяготения, закон изменения ускорения один и тот же, то все ранее выведенные формулы для составных ракет (см. гл. VI, 6) сохраняют силу при условии, что г к рассматривается как идеальная скорость. Для этого случая можно также вычислить, какая истинная скорость соответствует идеальной скорости, и наоборот. Таким же способом можно сравнить и величины пройденных путей. [c.141]

При взлете. Если ракета взлетает вертикально, то до тех пор, пока ее скорость будет меньше скорости истечения, газовая струя, очевидно, будет приближаться к Земле. В тот момент, когда идеальная скорость ракеты сравняется со скоростью истечения и — с), масса вытекших газов составит (1 — е )-ю часть или 63,212% от начальной массы ракеты После этого момента молекулы газа будут удаляться от Земли, чтобы впоследствии вернуться к ней, за исключением того случая, когда скорость их равна или больше скорости освобождения. Последнее может иметь место лишь при маловероятном условии, что [c.151]

Независимо от того, пользуемся ли мы параметром Уо или о, необходимо подчеркнуть главное. Если скорость ракеты в условиях идеального движения определяется двумя параметрами, то путь определяется тремя и зависит не только от оУе и Ик, но и от тяговооруженности или, иначе говоря,—от стартового ускорения. [c.30]

После того как выгорит топливо первой ступени, идеальная скорость ракеты будет [c.31]

Рассматривая это выражение можно сделать простой, но достаточно общий и важный вывод. Если в рассмотренных ранее идеальных условиях полета конечная скорость ракеты не зависит от режима расхода топлива, т. е. от времени работы двигателя, и определяется лишь отношением конечной и начальной. масс ракеты, то при движении в поле тяготения скорость ракеты зависит еще и от того, сколь быстро расходуется топливо. Чем быстрее выгорит топливо, тем меньше будет время /к, тем меньшими будут потери скорости на земное тяготение. [c.33]

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]

На рис. 1.11 показана зависимость идеальной и действительной скоростей ракеты от относительной массы jx. Различие между кривыми определяется суммарной потерей, три слагаемые которой представлены раздельно на рис. 1.12. [c.42]

Очевидно, что чем больше сгорело топлива, тем больше и, естественно, конечная скорость ракеты. Конечную скорость ракеты обычно называют характеристикой или идеальной скоростью, подчеркивая тем самым, что хотя в действительности она и не достигается, однако в некоторых идеальных условиях ее все же можно было бы получить. Заметим, что речь идет не об абсолютном запасе топлива, а об отношении массы топлива к массе полезного груза и конструкции ракеты. Отсюда следует чтобы ракета смогла достичь возможно большей скорости полета, ее создатели должны стремиться сделать ракету как можно легче, чтобы возможно большая доля начальной массы приходилась на топливо и полезный груз. [c.16]

Циолковский поставил перед собой задачу определить конечную скорость ракеты. Правда, сначала для идеальных, неземных условий. Он предположил, что ракета летит в безвоздушном пространстве, вдали от Земли, других планет и звезд, то есть вне гравитационных полей, создаваемых небесными телами. [c.29]

Определив идеальную скорость ракеты, Циолковский поставил перед собою вторую задачу найти скорость ракеты, если она взлетает с Земли, лишенной атмосферы, вертикально. Посмотрите на траекторию полета модели вторая задача Циолковского совсем близка к условиям ее старта. Здесь, на активном участке, учтены уже все силы (тяга Р и сила тяжести С), кроме силы сопротивления Q, создаваемой воздушной средой. [c.34]

Для ориентации и стабилизации ракет и космических кораблей используют гироскопы — приборы, помогающие кораблю двигаться в заданном направлении. В электростатических гироскопах из бериллия изготовляют наиболее ответственную деталь — так называемый инерциальный элемент. Он представляет собой сферу из бериллия, заключенную в оболочку из керамики, внутри которой создается вакуум и электрическое поле. В этом поле подвешивается бериллиевая сфера — ротор. Зазор между вращающимся с высокой скоростью ротором и электродами составляет несколько сотых долей миллиметра. Ротор должен иметь идеально отполированную поверхность. Изготовленный из бериллия миниатюрный ротор сохраняет стабильность размеров в условиях высоких скоростей и перегрузок. [c.641]

Таким образом, даже в идеальном случае (отсутствие тяготения) невозможно достичь первой космической скорости vi == = 8 км/с и, следовательно, невозможно осуществить запуск искусственного спутника Земли. Но мы знаем, что спутники создаются и, более того, при помощи ракет достигают и второй космической скорости иц =11,2 км/с. Как же это делается [c.127]

Несмотря на высокую точность изготовления ракеты, она имеет некоторую асимметрию, порождающую возмущающий момент, приложенный к ракете, в результате чего угол атаки стремится уклониться от нуля. Причиной такого возмущения могут быть отклонение от идеального направления силы тяги, дефекты системы управления рулями, несбалансированность и т. д. Чтобы уменьшить дисперсию траекторий, обусловленную такой асимметрией, в особенности в момент старта, необходимо посредством дифференциального управления рулями сообщить ракете движение крена, которое должно нейтрализовать эффект асимметрии. Скорость крена должна быть не слишком велика вследствие возможности возникновения неустойчивости Магнуса или взаимодействия с колебаниями конструкции и не слишком мала вследствие неопределенности величины возникающего отклонения. [c.166]

Скорость, вычисляемая по формуле Циолковского, характеризует энергетические ресурсы ракеты. Она называется идеальной. Мы видим, что идеальная скорость не зависит от секундного расхода массы рабочего тела, а зависит только от скорости истечения ку и от числа г=/г2о//Пк, называемого отношением масс или числом Циолковского. [c.26]

Зададимся определенным значением скорости истечения ку. Тогда, если секундный расход велик (н, следовательно, велика тяга), ракета быстрее израсходует рабочее тело и приобретет идеальную скорость. Если же секундный расход мал (мала тяга), то на израсходование всего рабочего тела потребуется гораздо больше времени. Но поскольку в обоих случаях скорость истечения была одинакова, то и приобретенная в конечном счете идеальная скорость будет также одинаковой. [c.26]

В начале космической эры значение 5= 10 считалось весьма большим. Однако для первой ступени американской лунной ракеты Сатурн-5 уже было 5=16. Приняв определенное значение р, мы сможем вычислить г, а следовательно, по ( рмуле (2) и идеальную скорость. И, наоборот, определив по идеальной скорости число 2, мы сможем вычислить относительную начальную массу или коэффициент полезной нагрузки. [c.29]

Тем не менее при заданном уровне конструкторского искусства (скажем, при 5=15) можно построить ракету, способную развить необходимую идеальную скорость при прежнем значении скорости Истечения. Но для этого надо существенно изменить структуру ракеты. [c.29]

По этой формуле, задавшись определенным качеством топлива (оно характеризуется скоростью истечения 1ю), совершенством конструкции (з) и зная необходимую для космического полета идеальную скорость V, мы можем найти относительную начальную массу и, следовательно, узнать, какой должна быть начальная масса всей ракеты, если полезная нагрузка составляет величину Шп- Наиболее важное отклонение от реальных условий космической техники при выводе формулы (8) состояло в предположении одинаковости скоростей истечения ш и чисел 5 для всех ступеней. Несмотря на это, мы в дальнейшем будем широко пользоваться формулой (8) для прикидочных оценок начальных масс ракет-носителей, стартующих с земной поверхности, а также космических аппаратов, монтируемых на околоземной орбите. [c.32]

Рис 4. Зависимость относительной начальной массы Р (логарифмический масштаб) от скорости истечения ш для различных значений идеальной скорости к при ч=15 в случаях- а) трехступенчатой и б) одноступенчатой ракеты [1 5]. [c.33]

В таблице 16 Приложения П приведены значения относительной начальной массы Р в зависимости от отношения и/ш и от числа п для значений 5, равных 15 и 20. Мы в дальнейшем будем часто обращаться к этой таблице, понимая под идеальной скоростью арифметическую сумму V скоростей, приобретаемых полезной нагрузкой на разных этапах полета с учетом потерь, — так называемую суммарную характеристическую скорость. Как видно из табл. 17, при малых значениях отношения идеальной скорости к скорости истечения (меньших примерно 1,5) многоступенчатая ракета не дает выигрыша по сравнению с одноступенчатой при величине отношения 1,5 преимущество двухступенчатой ракеты перед одноступенчатой очень невелико и дальнейшее увеличение числа ступеней вовсе ничего не дает. [c.34]

Предположим, что для экспедиции на Луну используется шестиступенчатый ракетный комплекс, причем четыре ступени расходуются для вывода корабля на траекторию полета к Луне, а две — для посадки на Луну и старта с нее. Можно сказать и иначе (так обычно и говорят) ракета-носитель — четырехступенчатая, а космический корабль имеет две ракетные ступени. Пусть первые три ступени выводят космический корабль на промежуточную круговую орбиту спутника Земли, расположенную на высоте 200 км. Круговая скорость на этой высоте равна 7,8 км/с. Оценим величину гравитационных потерь скорости и потерь на сопротивление в 1,2 км/с, т. е, будем считать, что выход на орбиту потребовал характеристической скорости, равной 9 км/с. Каждая из использованных трех ступеней сообщила кораблю идеальную скорость 3 км/с. [c.271]

Каждая субракета добавляет к уже имеющейся скорости собственную идеальную скорость, и в результате конечная идеальная скорость многоступенчатой ракеты складывается из суммы идеальных скоростей отдельных субракет. В теории многоступенчатых ракет доказывается, что если эффективные скорости истечения w и конструктивные характеристики 5 одинаковы для всех ступеней, то [c.30]

Идеальная скорость о (1-12) представляет собой верхний предел достижимой скорости в идеальных условиях. В реальных условиях полета неизбежны потери скорости вследствие земного тяготения, аэродинамического сопротивления и некоторых других причин, о которых будет сказано позже. Сумма этих потерь может быть приближенно оценена заранее. Поэтому для каждой технической задачи, решение которой преследуется создаваемой ракетой, можно и заранее с достаточной точностью указать идеальную скорость, которая должна быть обеспечена надлежащим выбором параметров ракеты. Такая скорость называется характеристической и обозначается через Ох- Это — идеальнря скорость, которой должна обладать ракета, спроектированная для решения конкретной баллистической задачи. Так, например, для пуска ракеты с околоземной орбиты к Луне необходимо располагать характеристической скоростью Ох = 3200 м/сек. Для выведения спутника с поверхности Земли на низкую орбиту нужна характеристическая скорость около 9400 м/сек (фактическая скорость 7800 м/сек). Точное же значение Vx становится известным лишь после того, как ракета спроектирована. [c.28]

Итак, скорость в идеальных условиях полета определяется параметрами We и [Ак. Посмотрим теперь, от каких параметров зависит путь 5 , лройденный ракетой в идеальных условиях за время /к-Очевидно [c.29]

Не следует смешивать ее с характеристической скоростью ракеты (иначе называемой скоростью Циолковского, или идеальной скоростью), представляющей собой интрграл от активного ускорения ракеты по времени. Прим, перев.) [c.294]

При гиперзвуковом обтекании тонкого тела с затупленной носовой частью образуется отошедшая ударная волна, в передней части которой давление возрастает настолько сильно, что даже при малых размерах затупления аэродинамическое сопротивление может сугцественно увеличиться. Мимо этого факта нельзя пройти в связи с тем, что реальные тела (крылья, фюзеляжи, корпуса ракет) всегда бывают затуплены. Осухцествить полет идеально заостренного тела нельзя хотя бы потому, что при больших скоростях полета нагревание воздуха около носовой [c.124]

Динамическая часть задачи. В связи с указанным в п. 2,1 разделением полной вариационной проблемы на весовую и динамическую части, фундаментальное значение имеют решения задачи ракетодинамики оптимального движения с идеальным невесомым двигателем ограниченной тяги Р ( )- тах) обеспечиваюш ие минимум суммарного прираш е-ния характеристической скорости. Первы в работы по проблеме оптимизации в ракетодинамике относятся к 1946 г. Тогда А. Ю. Ишлинским было показано, что условие постоянства скорости реактивной струи эквивалентно гипотезе о том, что при отбрасывании реактивной струи освобождается кинетическая энергия, пропорциональная расходу массы 9 А. А. Космодемьянским и Д. Е. Охоцимским была подробно исследована задача оптимального подъема ракеты по вертикали на максимальную высоту. Эти исследования были далее развиты в работах В, В, Белецкого (1956), В. А, Егорова (1958), В. К. Исаева, А. И. Курьянова и В. В. Сонина (1964) и других. Суш ественным явилось онубликованное в 1957 г. Д. Е. Охоцимским и Т. М. Энеевым (и независимо от них Д. Ф. Лоуденом и Б. Д. Фрайдом) решение задачи об оптимальном выведении спутника на круговую орбиту. Был получен важный результат о том, что вдоль оптимальной траектории тангенс угла направления тяги ф является дробно-линейной функцией времени [c.273]

Конечно, этот вывод верен лишь для воображаемого свободного от сил пространства. В реальных же условиях вмешательство посторонних сил приводит к тому, что приобретенная ракетой скорость отличается от идеальной. ЭЬго отличие особенно велико, когда сила тяги мала. Когда же сила тяги и секундный расход велики, то за короткое время, пока расходуется рабочее тело, действие посго-ронних сил (не слишком значительных по сравнению с силой тяги) скажется слабо на движении и приобретенная ракетой скорость будет сравнительно мало отличаться от идеальной- [c.26]

Допустим, что перед нами поставлена цель спроектировать ракету, скажем, для достижения Венеры. Необходимая для этого идеальная скорость у=12км/с ). Примем скорость истечения >=3 км/с. Тогда согласно формуле (2а) необходимое число Циолковского 2 еоб=е =е Я5 54,6. Если вспомнить, что число 5 заведомо больше 2, то станет ясно, что построить нужную ракету нам не удастся, так как мы не сможем вместить необходимое количество топлива в конструкцию, удовлетворяющую сколько-нибудь разумным требованиям прочности. [c.29]

К сожалению, невозможно отделять баки по частям, по мере их опорожне-ния. Еще более жалко, что невозможно отделение этих частей со скоростью исте-ч ения рабочего тела. Впрочем, подобная идеальная ракета была бы полностью эквивалентна гипотетической ракете, состоящей из одного лишь рабочего тела и целиком сгорающей. [c.30]

Может быть доказано также следующее положение. Если заданы идеальная скорость и одинаковая для всех ступеней скорость истечения 150, а также заданы конструктивные /гамезтя характеристики 5 для всех ступеней (вообще говоря, разные), то отношение начальной массы Мо многоступенчатой ракеты к полез- [c.31]

Допустим, необходимое для одноступенчатой ракеты число Циолковского оказалось технически нереальным. Построим многоступенчатую ракету. Для достижения суммарной идеальной скорости V каждая ступень должна будет сообщить полезной нагрузке скорость ь п (если число ступеней равно п). Следовательно, число Циолковского для каждой субракеты будет [c.31]

Гравитационные и аэродинамические потери на участке разгона для современных ракет-носителей обычно не превышают примерно 20% реально приобретаемой скорости — начальной скорости пассивного полета. Увеличив приобретаемую скорость на эту величину, мы найдем характеристическую скорость выведения на орбиту. Идеальная скорость проекгируемой ракеты-носителя должна быть равна характеристической скорости (плюс, строго говоря, очень малая величина, соответствующая небольшому запасу топлива на всякий случай ). [c.76]

Практическое равенство характеристической скорости (энергетической характеристики космической операции) и идеальной скорости (энергетической характеристики ракеты-носителя) приводит к тому, что оба эти термина часто употребляются наравне (один взамен другого). Но так будет не всегда. Когда в ракетнук [c.76]

Проиллюстрируем этот метод на конкретном примере, допуская, что эксперимент проводится в идеальных условиях при отсутствии сопротивления воздуха. Представим себе, что две совершенно одинаковые ракеты, способные подняться на высоту 9 км, доставлены на высокую гору (рис. 115). Пусть от вершины этой горы вертикально вниз простирается пропасть глубиной в 4 кле, на дне которой устроена сферическая воронка с идеально гладкой поверхностью. Направим одну ракету вверх с начальной скоростью в 420 м1сек, а другую бросим вниз. Очутившись на дне воронки, ракета (попавшая в воронку касательно] к ее стенкам) изменит направление полета на противоположное теоретически без потери энергии движения. Ракета взлетает из воронки вертикально вверх, и в этот же момент начинают действовать ракетные двигатели, которые сообщают ей дополнительную скорость тоже в 420 м сек, как и первой ракете. Тогда от поверхности Земли вторая ракета начнет подниматься с большей скоростью и пройдет обратный путь до вершины горы значительно быстрее, чем она падала вниз. Таким образом, падая с вершины горы, ракета приобрела определенную скорость, а, взлетая на такое расстояние вследствие ускоренного подъема, она потеряла значительно меньшую скорость получается чистый выигрыш в скорости, а затем и в потолке ракеты. В то время как первая ракета поднимается на 9 км, вторая достигает высоты в 21 км. [c.234]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...