Ступень ракеты

Определить, какую скорость надо сообщить космическому аппарату, чтобы, достигнув высоты Н над поверхностью планеты и отделившись от последней ступени ракеты, он двигался по эллиптической, параболической или гиперболической траектории. Радиус планеты R. [c.391]

Получение столь значительных скоростей отброса трудно осуществить. Поэтому в настоящее время увеличение скорости ракеты достигается применением составной (многоступенчатой) ракеты. Части (ступени) такой ракеты после израсходования содержащегося в них топлива автоматически отделяются от ракеты. При каждом таком отделении ракета получает дополнительную скорость. Таким образом, последняя ступень ракеты получает скорость, обеспечивающую ее движение в виде спутника Земли или ее полет в космическое пространство (см. 77). [c.144]

Современные химические топлива позволяют получать скорости истечения газа из сопла реактивного двигателя порядка 2—2,3 км/с. Создание ионного и фотонного двигателей позволит значительно увеличить эту скорость. Другой путь увеличения скорости ракеты в конце горения связан с увеличением так называемой массовой, или весовой, отдачи ракеты, т. е. с увеличением числа 2, что достигается рациональной конструкцией ракеты. Можно значительно увеличить массовую отдачу ракеты Л 1 /Л1р путем применения м н и г и с т у п е н ч а т о й ракеты, у которой пос.яе израсходования топлива первой ступени отбрасываются баки и двигатели от оставшейся части ракеты. Так происходит со всеми баками и двигателями уже отработавших ступеней ракеты. Это значительно повышает число Циолковского для каждой последующей ступени, так как уменьшается Л1р за счет отброшенных масс баков и двигателей. [c.539]

Двухступенчатая ракета в момент пуска с поверхности Земли в вертикальном направлении развивает реактивную силу R = 90 кН. Массы ступеней ракеты равны т, = 200 кг, m2 = 100 кг. Определить силу давления в кН между ступенями ракеты в момент пуска. (30) [c.287]

Предположим, что па это движение спутника Земли наложены некоторые возмущения (это равносильно тому, что при отделении спутника от последней ступени ракеты незначительно нарушены условия, которые должны были обеспечить движение искусственного спутника по круговой орбите радиуса Г(,, лежащей в плоскости п). В результате наложенных возмущений спутник начнет совершать возмущенное движение, в частности, орбита уже не будет круговой, движение не будет происходить в плоскости я, угловая скорость ф вращения радиуса-вектора но будет равна [ fx/rjj. [c.26]

Пример ЗОЛ. В метеорологии для исследования верхних слоев атмосферы используется трехступенчатая ракета, схема которой показана на рис. 86. Найти, какую начальную массу должна иметь ракета вместе с топливом на старте, чтобы ее конечная скорость была 8 км/с. Принять, что научная аппаратура имеет массу 60 кг, а относительная скорость истечения газов равна 2500 м/с. Считать, что отношение массы полезного груза данной ступени ракеты к оставшейся массе ракеты без топлива этой ступени =1/2. Сопротивлением воздуха и действием силы тяжести пренебречь. Указание. Полезный груз данной ступени ракеты имеет массу, равную начальной массе всех последующих ступеней, а масса последней ступени равна массе находящейся в ней научной аппаратуры или какого-либо иного груза. [c.112]

Решение. Введем следующие обозначения /Ию — начальная масса всей трехступенчатой ракеты — масса ракеты без топлива первой ступени Шю — масса, которую имеет полезный груз первой ступени (начальная масса второй и третьей ступеней) /Лг — масса ракеты без первой ступени и топлива второй ступени /Пзо — масса, которую имеет полезный груз второй ступени (начальная масса третьей ступени) /щ— масса первой п второй ступеней ракеты без топлива третьей ступени т — масса, которую имеет полезный груз третьей ступени (масса научной, аппаратуры) О] и 02 — скорости, достигнутые соответственно первой и второй ступенями Оз — конечная скорость третьей ступени. [c.112]

Определим теперь относительную массу каждой ступени ракеты как отношение начальной массы данной ступени ракеты к ее массе без топлива 1ю/ 1 = = 2], т2о/ 2 = 2г, тзо/ з = 2з. Перемножим эти равенства [c.112]

Так как конечная скорость первой ступени ракеты является начальной скоростью второй, а конечная скорость второй ступени — начальной скоростью третьей, то по формуле (4) находим [c.112]

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]

Первая двухступенчатая ракета внизу — первая ступень (пороховая ракета), вверху — вторая ступень (ракета с воздушно-реактивным двигателем) [c.420]

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]

Аппаратура, размещенная на спутнике, имела назначением исследование излучения Солнца в ультрафиолетовой и рентгеновской областях спектра, радиопередачу сигналов со спутника на волнах 15 и 7,5 м, терморегулирование атмосферы контейнеров, обеспечение нормальных условий для существования животного (кормление, регенерацию воздуха, удаление отбросов). Кроме того, в корпусе последней ступени ракеты были размещены радиотелеметрическая аппаратура, аппаратура для измерения температуры, программное устройство и источники энергопитания. Прием и передача информации со спутника и на спутник осуществлялись наземными станциями, объединенными в специальный измерительный комплекс. [c.425]

Запуск второй космической ракеты к Луне состоялся 12 сентября 19.59 г. По конструкции вторая станция Луна-2 почти не отличалась от первой. Вес ее вместе с последней ступенью ракеты (без топлива) был равен 1511 кг. [c.430]

Суммарный полезный вес станции Луна-3 определялся равным 435 кг (в том числе вес автоматической станции — 278,5 кг и вес аппаратуры в отсеках последней ступени ракеты 156,5 кг). Собственный вес последней ступени ракеты был равен 1553 кг. [c.431]

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]

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]

Поворотные сопла обеспечивают наиболее эффективное ме- ханическое управление газовой струей, поскольку они не вызы вают существенного снижения тяги и конкурентоспособны по, массовым характеристикам. Одним из примеров использований такого технического решения является применявшаяся на пер" вой ступени ракеты Минитмен сборка из четырех поворотных сопел с карданным подвесом и шаровым шарниром. Сис- [c.204]

ДЛЯ ПОСЛЕДНИХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ [c.237]

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

Переходный отсек между второй н третьей ступенями ракеты-носителя Сатурн (рис.12.2) [17] состоит из двухсекционной цилиндрической оболочки длиной 1140 мм и диаметром 6630 мм и конической оболочки длиной 1140 мм и диаметром верхней части 5560 мм. Коническая часть спереди примыкает к баку окислителя третьей ступени, а цилиндрическая часть — к баку горючего второй ступени. В конической части переходного отсека имеется восемь лонжеронов, равномерно расположенных по периметру. Между ними поставлено по семь лонжеронов меньшего сечения. Цилиндрический отсек имеет вдвое меньше продольных элементов, В торцовых сечениях конической и цилиндрической частей отсека, а [c.317]

В качестве переходных отсеков, расположенных у стыка ступеней ракеты, иногда применяют стержневые конструкции, являющиеся элементами фермы. Подобные отсеки способны передать все компоненты нагрузки с одной ступени на другую. [c.318]

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]

Космические энергетические устройства генерируют большое количество тепла, которое должно быть отведено в окружающее пространство излучением. Расчеты показывают, что масса радиатора может составлять 30—50% общей массы станции [53]. Поэтому увеличение излучательной способности радиатора при эксплуатационных температурах уменьшает площадь его радиационной поверхности, что приводит к уменьшению его массы. Например, масса энергоустановки 5НАР-50 мощностью 300 кВт определяется в основном массой радиатора. Потребная поверхность радиатора равняется всей боковой поверхности последней ступени ракеты ТИап-Ш. Для энергоустановки большей мощности потребуется [c.201]

Задача 862. Последней ступени ракеты массой т сообщили некоторую вертикальную скорость на высоте h над Землей. Определить, какова должна быть величина этой скорости для тоео, чтобы ракета поднялась на высоту Н от поверхности Земли, если сила сопротивления воздуха прямо пропорциональна квадрату ее скорости и обратно пропорциональна квадрату расстояния до центра Земли (коэффициент пропорциональности k). Какова должна быть величина v для того, чтобы ракета удалилась в бесконечность Н—)-оо) Радиус Земли равен R. [c.313]

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]

Космичеекие иеследования потребовали создания для первых ступеней ракет ЖРД и РДТТ с тягой в несколько сотен и тысяч килоньютонов и одновременно с этим различных тормозных, корректирующих ракетных двигателей и, наконец, микродвигателей. [c.270]

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]

Я услышал свист и все нарастающий гул, — всподшнал позднее Ю. А. Гагарин [4], — почувствовал, как гигантский корабль задрожал вселс своим корпусом и медленно, очень медленно оторвался от стартового устройства... Начали расти перегрузки... Но организм постепенно привыкал к ним, и я даже подумал, что на центрифуге приходилось переносить и не таксе. Вибрация тоже во время тренировок донимала значительно больше... За плотными слоями атмосферы был автоматически сброшен и улетел куда-то в сторону головной обтекатель. В иллюминаторах показалась далекая земная поверхность... Одна за другой, использовав топливо, отделялись ступени ракеты... [c.442]

Бурное развитие работ по программе освоения космоса привело к созданию прочной технической базы для практического использования жидкого водорода в промышленности и в хозяйстве. Производство жидкого водорода было стимулировано программой Аполлон и разработкой других систем, в которых используется жидкий водород, например верхней ступени ракеты Центавр и ракеты с ядерным зарядом (проект NERVA). [c.83]

Ничиная от двигателя верхней ступени ракеты Центавр и более крупных разработок по программе Аполлон (ступени S-П и S-IV В, где в качестве топлива использован водород), в США быстро увеличивается производство водорода и соответствующего оборудования. Для обеспечения работ по двигателям RL-10 и J-2 (фирма Ro ketdyne ) потребовалось строительство установок по производству жидкого водорода в разных районах страны. За несколько лет транспорты с жидким водородом стали обычными на дорогах Калифорнии, Флориды и некоторых других штатов. [c.83]

В настоящее время в США методы многопроходной сварки титановых сплавов практически отработаны. Например, корпус второй ступени ракеты Минитмен , изготовленный из Ti—6А1—4V, состоит из нескольких секций, сваренных пятипроходным швом. [c.338]

Наиболее перспективными областями применения таких материалов являются прочные корпуса глубоководных аппаратов, крылья высокоскоростных самолетов, корпуса ракетных двигателей, турбинные лопатки и т. д. В частности, в докладе приводится сравнение весовых и прочностных характеристик корпуса второй ступени ракеты Минитмен с LID = 2,9, выполненного из титана, композитного материала, состоящего из смол различных типов, армированных волокнами бора в продольном направлении и стеклянными волокнами AF-994 — в окружном направлении. Оказалось, что во втором случае корпус на 20% легче (вес соответственно 146 и 117 ка) и на 15% жестче (Е1 соответственно 15-10 и 18,9-10 кПсм ). Одним из интересных и перспективных направлений в создании высокопрочных и термостойких материалов является создание композитных материалов на основе связующего металла, имеющего более высокую температуру плавления, по сравнению с армирующим материалом — волокнами бора. [c.355]

Нестационарные течения среды вызывают генерацию звука. Периодич. срыв вихрей за плохо обтекаемым телом порождает вихревой звук. При натекании струи на препятствие может возникнуть т.н. клиновый тон, это явление используется в газоструйных излучателях. Интенсивный звук генерируется высокоскоростными турбулентными течениями. Наир., интенсивность авука, порождаемого реактивной струёй стартовой ступени ракеты, достигает 150 дБ на расстоянии 100 м. Прикладные проблемы А. д. с., связанные с аэродинамич. генерацией звука в высокоскоростных потоках, составляют предмет аэроакустики. [c.42]

ЖРД, применяемые в космической технике, по своему назначению можно разделить на три категории для выведения на орбиту, для межорбитального перехода и для управления положением на орбите. Из маршевых ЖРД, используемых для выведения, будут рассмотрены только кислородо-водородные — от двигателей небольших тяг (RL-10, НМ-7 и LE-5) до маршевого двигателя ВКС Спейс Шаттл с последующим сравнением их параметров. Мощные двигатели стартовых ступеней ракет-носителей типа F-1 неоднократно описывались в литературе и здесь рассматриваться не будут. Ожидается, что на ракетах-носителях следующего поколения вместо них будут использоваться ЖРД, подобные тем, схемы которых рассмотрены в гл. 9. [c.243]

RL-10 — один из первых кислородо-водородных ЖРД его создание относится к 1960-м гг. Более 160 экземпляров этого ЖРД использовались в различных полетах, главным образом в качестве маршевого двигателя второй ступени ракеты-носителя Атлас-Центавр , в программе изучения Луны космическими аппаратами Сервейтор и в запусках автоматических межпланетных станций. ЖРД работает по испарительному циклу ( безгенераторная схема), когда жидкий водород преобразуется в газообразное состояние, проходя через охлаждающий тракт сопла и камеры сгорания, и вращает, турбину (рис. 152). Другой интересной особенностью этого двигателя является большая степень расширения сопла (е = 40 для модификации, RL-10A-3), требующая полуторной длины охлаждающего тракта. В этом варианте жидкий водород через коллектор, размещенный между критическим сечением и срезом сопла, поступает в охлаждающий тракт и течет к срезу сопла, а после этого — в обратном направлении, к смесительной головке. На участке между коллектором и срезом сопла трубок в два раза больше, чем в камере сгорания. Трубки для протока водорода в противоположные стороны расположены через [c.244]

ЖРД LE-5 предназначен для второй ступени ракеты-носителя Н-1, разработанной японским управлением космических исследований NASDA для вывода на геостационарную орбиту полезной нагрузки массой 550 кг. Разработка ракеты завершена в 1985 г. Время работы двигателя 370 с, тяга 103,5 кН, соотношение компонентов топлива 5,5 (табл. 22) [179]. [c.245]

Такой двигатель имеет хорошие перспективы в отношении использования на верхних ступенях ракет-носителей и в межор-битальных буксирах для доставки больших космических грузов. На первом этапе разработки двигателя были выполнены расчеты по программам, разработанным для ЖРД LE-5, для степени расширения сопла 300. Затем проводились экспериментальные исследования двигателя тягой 4200 Н с давлением в камере сгорания 3,5 МПа. Двухоболочечная, с каналами регенеративного охлаждения камера сгорания изготовлялась по новой технологии для охлаждения соплового насадка применялось комбинированное завесное и проточное (с истечением на срезе сопла) охлаждение. [c.261]

Передний бак горючего третьей ступени ракеты Сатурн-5 — вафельной инструкции, с ячейками ромбовидной формы. Бак окислителя — чечевицеоб- азиой формы, собранный из двух полусферических дннщ. Соединение днищ друг другом и с обечайкой осуществляется через прессованный шпангоут тавро-юго сечения. Верхнее днище — трехслойное внешние слои, в виде тонколисто-1ых полусфер, соединены через промежуточный сотовый слой из стеклопластика, [Грающий также роль теплоизолятора. [c.294]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...