Условия выведения ракеты

Но и в рамках динамики точки переменной массы решается большой класс актуальных задач ракетодинамики, в которых требуется определить оптимальные условия выведения ракеты на орбиту. Группа советских ученых разрабатывала эффективные вариационные методы решения задач об определении оптимальных режимов движения ракеты, при которых достигаются максимальная высота, данная высота в минимальное время, оптимальная программа изменения других параметров и т. п. [c.239]

Потери скорости на тяготение составляют основную часть потерь, отличающих реальные условия выведения ракеты от рассмотренных ранее идеальных условий полета. Однако имеются еще и другие виды потерь. [c.34]

Уравнения следует дополнить условием и даже условиями выведения ракеты на активном участке траектории. А это, как мы уже знаем из гл. I, обеспечивается прежде всего программой изменения угла тангажа. [c.245]

Условие затухания, устойчивости 356, 408, 409 Условия выведения ракеты 245 [c.494]

Формула, получившая имя Циолковского и позже в различных видах выведенная многими другими авторами, но существу, определила всю проблематику практической жидкостной ракеты (намеченную уже в работе Циолковского) поиск высокоэффективных топлив (с высокой скоростью истечения), оптимальную организацию горения топлива и истечения продуктов сгорания (с целью повышения КПД), достижение минимального веса конструкции ракеты при заданном запасе топлива (повышение отношения масс, или числа Циолковского) и т.д. В работе 1903 г. Циолковским был сделан также вывод формулы движения ракеты в условиях действия силы тяжести (при вертикальном и наклонном подъемах). Эта формула, по существу, определила другой класс аналитических задач ракетодинамики — поиск оптимальных режимов полета и траекторий. [c.437]

Свободное движение вращающегося спутника относительно его центра тяжести определяется начальными условиями. Для придания спутнику устойчивости по отношению к воздействию внешнего момента ему в процессе выведения на орбиту сообщается достаточно большая угловая скорость относительно заранее выбранной оси. Из-за неточностей при запуске, а также из-за несимметричности сил отделения от последней ступени ракеты-носителя спутнику сообщаются также небольшие составляющие угловой скорости относительно других осей, что вызывает появление конического прецессионного движения. Прецессия может привести к непостоянным флюктуациям сигналов, передаваемых со спутника, или нарушать стабильное сканирование установленных на нем камер. Поэтому необходимо обеспечить постоянное вращение спутника вокруг выбранной оси без колебаний или по крайней мере предотвратить возрастание начальных отклонений. [c.102]

Высокоэффективное ведение боевых действий невозможно без знания своего географического положения каждой боевой единицей — самолетом, танком, крылатой ракетой, мотопехотным подразделением и т. д. Особенно важно это знание при выведении боевых подразделений на исходные позиции в условиях незнакомой местности и в отсутствие заметных ориентиров. [c.100]

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]

Выбор способа выведения баллистической ракеты относится к классу краевых задач, когда необходимо выбрать начальные параметры программного движения при заданных условиях в Ь Онце траектории. Для боевых ракет задаются наземные координаты цели. Для ракет-носителей задается высота и вектор корости в конце участка выведения. Для космических траекто- [c.37]

От ракетного двигателя требуется воспроизводимость характеристик. Испытывая один двигатель, второй, третий и т. д., мы должны получать в одном и том же режиме одну и ту же тягу. На практике, одиако, как в стендовых, так и в летных испытаниях, это условие с необходимой точностью не соблюдается. И к тому есть множество причин и условия изготовления двигателя, и особенности производства топлива, и температурные условия в районе пуска и многое другое. Отклонение тяги от номинала и в равной степени отступление от номинала весовых характеристик ракеты приводит к тому, что скорость ракеты на участке выведения отличается от расчетной. Задача регулирования состоит в том, чтобы следить за тягой на всем участке выведения и менять ее таким образом, чтобы в основном скомпенсировать неизбежные отклонения параметров движения ракеты от номинала. Следовательно, регулирование тяги оказывается в тесной связи с вопросами точности наведения. [c.133]

На участке выведения расчет траектории ведется численным интегрированием уравнений движения. Затем, пересчитывая параметры конца участка выведения Vк, Гк, -О-к на начальные условия VA, Га, О л свободного полета, можно продолжить траекторию дугой эллипса. Правда, в конце участка свободного полета снова нужно обращаться к численному интегрированию. Головная часть на участке спуска испытывает воздействие скоростного напора, причем значительно большего, чем испытывал корпус ракеты на участке выведения. Таким образом, при входе в плотные слои атмосферы заметно меняется скорость. Но вид самой траектории мало отличается от эллиптической, конечно, если головная часть не снабжена систе.мой самонаведения. Поэтому, если мы не ставим перед собой задачу определить возникающие аэродинамические силы, а нас интересует только полная дальность, то ее вычисление вполне можно произвести по параметрам траектории свободного полета. [c.326]

Ракета-носитель должна выводить КА практически в плоскость орбиты ОС. В противном случае потребуются большие расходы топлива на выравнивание плоскостей орбит КА и ОС. Действительно, для изменения наклонения орбиты КА массой 10 т иа величину Дг = 1 потребуются сотни кг топлива. Обеспечения требуемых условий по выведению КА достигают соответствующим выбором азимута и момента старта ракеты-носителя. При этом соответствующая величина азимута старта ракеты-носителя обеспечивает наклонение орбиты выведения КА, близкое к наклонению орбиты ОС при старте КА в момент совмещения стартовой площадки с плоскостью орбиты ОС. [c.485]

С другой стороны, с началом разворота по углу тангажа незачем и медлить. Затяжка вертикального подъема приводит к отходу от оптимальных условий выведения, хотя бы по дальности. Но главное в том, что при затяжке вертикального участка поворот ракеты придется проводить при больнн1х скоростях полета, в результате чего в опасной мере возрастут углы атаки. Но на угол атаки наложены свои ограничения. Каждому скоростному напору для данной ракеты соответствует свое максимально допустимое значение угла атаки, величина которого определяется прочностью корпуса на изгиб под действием поперечного нагружения. Естественно, чем больше скоростной напор, тем меньше допустимый угол атаки. Значит, разворот надо начинать, пока скоростной напор еще мал. [c.313]

Отклонения в величине угла дл влияют на дальность, казалось бы, в столь же сильной степени, что и отклонения в скорости Ava. Но представим себе, что программа выведения ракеты по тангажу была выбрана по условию максимальной дальности свободного полета. Это означает, что коэффициент dL/d A в выражении (8.16) равен нулю. Следовательно, в линейном приближении ошибка в величине угла дл на дальность вообн1,е не влияет. В итоге остается только один параметр va, для контроля за которым достаточно интегрирования кажущегося ускорения только ио одной оси, и мы приходим к только что описанной системе с одним интегратором, производящим однократное интегрирование по оси Л. [c.434]

Требование застабилизировать спутник в заданном устойчивом положении равновесия накладывает ограничения на начальные условия спутника после его отделения от последней ступени ракеты-носителя. Значения углов и угловых скоростей спутника должны быть такими, чтобы в процессе успокоения переход из одного устойчивого положения равновесия в другое был исключен. Если это условие не выполнено, то систему гравитационной стабилизации следует ввести в рабочий диапазон с помоидью активной системы успокоения, уменьшающей начальные амплитуды до необходимой величины. Уменьшение начальной угловой скорости системы возможно также за счет увеличения ее моментов инерции в процессе раскрывания штанг стабилизатора, находившихся до выведения спутника на орбиту в сложенном состоянии. [c.121]

Аналогичные соотношения были выведены и для задач об оптимизации систем, описываемых уравнениями с разрывными функциями / и фь. При этом условия Эрдмана — Вейерштрасса дополняются еще соотношениями, связанными с выходом оптимальных движений на поверхности разрыва функций fs и Также были исследованы задачи с ограничениями на фазовые координаты хг ( ), задачи оптимизации функционалов, включающих функции зависящие от промежуточных значений 1 ) фазовых координат, задачи с условиями разрыва этих координат и т. д. Последние задачи отличаются от подробно рассмотренной выше основной задачи оптимизации с ограничениями только на управления тем, что здесь могут иметь место разрывы непрерывности лагранжевых множителей и функции Н. Поэтому при решении таких задач возникает необходимость преодо ления некоторых дополнительных трудносте . Общие уравнения и соотношений были применены к исследованию оптимальных режимов в линейных системах автоматического управления, при решении задач о накоплении возмущений и при определении наихудшего периодического воздействия на колебательную систему и т. д. Общие критерии оптимальности, выведенные для разрывных систем, были использованы для решения задач оптимизации режимов работы вибротранспорта, для задач оптимизации движений многоступенчатых ракет и т. д. [c.191]

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]

Работы в Лос-Аламосской лаборатории продолжались в больших масштабах. Главное внимание по-прежнему уделялось применению тепловых труб для спутников, и первый полет спутника с тепловой трубой состоялся в 1967 г. [1-9]. Для того чтобы продемонстрировать успешную работу тепловой трубы в космических условиях, спутник с тепловой трубой с корпусом из нержавеющей стали и водой в качестве рабочей жидкости и с электрическим обогревом был выведен на околоземную орбиту с мыса Кеннеди при помощи ракеты-носителя Атлас-Эджена . После выхода спутника на орбиту труба автоматически включалась в работу и телеметрические данные о ее работе принимались пятью станциями слежения в течение 14 витков вокруг Земли. Данные позволили заключить, что тепловая труба работала успешно. [c.18]

В этом уравнении первое слагаемое представляет собой "даламберову силу инерции". В действительности такой реальной силы не существует. Так, если рассматривать движение КА по круговой орбите искусственного спутника Земли, то в случае существования такой реальной силы, которая бы уравновещивала бы другую действительно реальную силу притяжения, КА по инерции начал бы двигаться по касательной к окружности орбиты, т.е. по прямой линии. Но дело в том, что на КА никакая другая реальная сила, кроме силы притяжения (силы сопротивления весьма разреженной атмосферы, светового давления и других сил крайне незначительны для типичных условий движения и существующих КА) не действует. КА движется по орбите потому и только потому, что он получил при выведении на орбиту от ракеты-носителя начальную кинетическую энергию и такое количество движения, благодаря которому сила притяжения при дальнейшем его движении сможет только удерживать КА на круговой орбите, но не притянуть его к Земле. [c.109]

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]

Траекторию баллистической ракеты (рис. 1.7) можно в первом приближении рассматривать как плоскую кривую. Участок от точки старга до точки А проходится ракетой с работающим двигателем и называется активным участком, или участком выведения. Та часть траектории, где ракета испытывает заметное воздействие аэродинамических сил, называется атмосферным участком полета. Для тяжелых баллистических ракет атмосферный участок всегда короче активного. То же самое можно сказать и о составных ракетах-носителях. Отделение блоков первой ступени производится в условиях, когда аэродинамические силы уже весьма малы. [c.36]

Такой подход, однако, неприемлем. Нет никаких гарантий, что при разрушении корпуса не будет поврежден сам боевой заряд, а такое повреждение в сочетании с местны.м перегревом чревато преждевременным траекторным взрывом. Кроме того, в условиях разрушения конструкции процесс последующего движения обладает очевидной непредсказуемостью. Даже исправная, неразрушающаяся ракета и то получает на атмосферном участке свободного полета некоторое неопределешюе изменение вектора скорости. Аэродинамические силы могут увести и действительно уводят ракету от расчетной траектории. В дополнение к неизбежны.м ошибкам для участка выведения появляются новые неучитываемые погрешности. Ракета падает с недолетом, перелетом, ложится правее или левее цели. Возникает рассеивание, которое вследствие неопределенных условий входа в атмосферу заметно возрастает. Если же смириться с разрушением корпуса и соответственно — с потерей стабилизации и скорости, то затяжная неопределенность движения приведет и вовсе к недопустимому увеличению рассеивания. Происходит нечто подоб- [c.52]

Основная идея сводится к тому, чтобы на всем участке выведения выдерживать кажущуюся скорость вблизи номинала. Предположим, что на оси выходного диска гироинтегратора (см. рис. 8.13) установлена рамка потенциометрического датчика, поворачивающаяся по заданной программе от независимого временного механизма так, что угол поворота воспроизводит движение диска 7 при условии выполнения номинального закона для кажущейся скорости. Токосъемное же устройство крепится к диску 7. Конструкция узла практически не отличается от программного устройства, установленного иа гирогоризонте для изменения угла тангажа. Если кажущаяся скорость в полете следует номиналу, токосъемник относительно обмотки потенциометра не смещается, и сигнал на выходе равен нулю. Представим теперь, что двигатель дает тягу, меньшую номинала. Тогда токосъемник в своем движении будет отставать от рамки потенциометра, и возникает сигнал на форсирование двигателя. Подача рабочего тела на турбину увеличится, расход и тяга возрастут, увеличится кажущаяся скорость, увеличится скорость вращения диска 7, и сигнал, снимаемый с потенциометра, станет уменьшаться. Это означает, что кажущаяся скорость ракеты следует заданному номинальному закону изменения. В итоге. момент выключения двигателя Ia не будет сильно отличаться от номинального, и методические ошибки наведения будут уменьшены. [c.428]

Для выбора оптимальной программы угла тангажа машине ие обязательно проводить многократно повторяющееся интегрирование уравиент движения для определения вида траектории и координат точки попадания. На это в условиях полета баллистической ракеты попросту не хватит времени. Такие операции могут быть проведены лишь при решении задач космической навигации. Поэтому при выведении баллистических ракет используются упрощенные приемы, основанные на аппроксимации интегрируемых функций некоторыми приближенными выражениями, содержащими определенное, конечное число варьируемых параметров. Многие вычислительные операции производятся заранее, и их результаты закладываются в память машти. . При этом необходимо, конечно, искать компромисс между объемом памяти машины и ее быстродействием. [c.437]

При выведении ракст1л-носителя все службы пуска выполняют в основном контрольные функции. Автоматика ракеты сама по себе достаточно автономна. Как и в циклограмму стартовых операций, в нее заранее заложены правила поведения в нормальных (и1татиых) условиях полота и при возникновении непредвиденных отказов. Как и в циклограмме пуска, многие операции бортовой автоматики заблокированы. Одним из основных показателей бортовых неисправностей служит нарушение угловой ориентации ракеты, независимо от причин, его вызывающих. Это — сигнал на аварийное выключение двигателей, который поступает от ограничительных контактов гиросистемы. Он может быть выдан и другими датчиками. После выключения двигателей (в случае пилотируемого полета) срабатывает система аварийного спасения, отводящая космический корабль от носителя, а дальнейшее возлагается на систему управления спуском и посадкой. Но сколь бы совершенной ни была система блокировки, за руководством пуска сохраняется право не только наблюдать за происходящим, но и оперативно вмешаться и прервать полет, если в этом возникает необходимость. [c.479]

Ракеты космического назначения по своим показателям призваны соответствовать решаемым задачам, удовлетворять условиям применения и быть способными к совершенствованию при изменении предъявляемых требований. Существую-плая система ракет-носителей складывалась в процессе формирования и развития совокупности задач в интересах различных заказчиков с использованием опыта создания и эксплуатации разработанных ранее боевых ракетных и космических комплексов. Располагаемые возможности существующих ракет-носителей в основном удовлетворяют потребностям эксплуатируемых и перспективных КА ближайшего периода по выведению на разные по высотам и наклонениям круговые и эллиптические орбиты и отлетные траектории. Пуски КА осуществляются с космодромов Байконур и Плесецк, инфраструктура которых сложилась с учетом последовательного развития космической деятельности. Существующие космические ракетные комплексы отличают высокие эксплуатационные характеристики, показатели надежности и экономичности. [c.110]

В Климовске выпускаются боеприпасы боевые, спортивные и охотничьи патроны. Рошальский химический комбинат изготавливает ружейный норох. Поскольку боевые ракеты большой мощности в нынешних условиях вряд ли будут применяться на деле, их топливом начиняются другие категории ракет метеорологические и для выведения космических аппаратов па околоземную орбиту. НПО "НИИмеханизацня" (г. Красноармейск) не только заряжает боеприпасы, но и разряжает ту продукцию, которая запрещена международными конвенциями, и ту, что уже устарела. Кроме того, многие боенринасы, сохранившиеся со времен Великой Отечественной войны, ждут своей очереди. [c.12]

При прямом выведении время запуска и траекторию ракеты-носителя выбирают такими, чтобы непосредственно в конце участка выведения были обеспечены требуемые начальные условия сближения КА. Траектория выведения при этом может или располагаться в плоскости орбиты пассивного аппарата (компланарное выведение), или в общем случае не совпадать с этой плоскостью (некомпланарное выведение). Схема прямого выведения накладывает достаточно жесткие ограничения иа значения углов некомпланарности (углов между плоскостями орбиты пассивного и траектории активного КА) и на время запуска, определяемое вхождением пассивного КА в район стартовой позиции ракеты-носителя. Поэтому при решении задачи встречи космических объектов предпочтение отдают схеме сближения с использованием промежуточной орбиты. Реализация данной схемы предполагает предварительное выведение активного КА на орбиту ожидания. Разница в периодах обращения аппаратов позволяет выбрать момент начала сближения при наиболее выгодном их взаимном положении. Время, необходимое для достижения этого положения, являющееся функцией времени старта, называют временем фазирования. [c.333]

Для сравнения отметим, что прн выведении орбитальных космических аппаратов с помощью ракет-носителей число независимых терминальных условий наведения может быть равно щестн. В этом случае необходимо применение ж ндкотопливной ракеты-носителя либо оснащение твердотопливной ракеты доразгонным блоком с регулируемой тягой. [c.97]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...