Высота конца активного участка

Аналогичные поправки, учитываюш ие силу сопротивления, можно получить и для высоты конца активного участка кьо, а также и для протяженности пассивного участка Ас ( 1.6) [c.28]

Приведенный в настоящем параграфе формализм охватывает и такие задачи, как задача о сообщении единице массы снаряда максимальной кинетической энергии при заданной высоте конца активного участка. В этой задаче нужно принять Шо = и ж == к. [c.60]

Определить отношение начальной массы тела т к его массе в конце активного участка траектории, если достигаемая в этот момент скорость достаточна для отрыва от Земли. Учесть изменение силы тяжести с высотой, сопротивлением воздуха пренебречь, относительную скорость и отделяемых частиц считать постоянной. [c.512]

Рассмотренное эллиптическое движение материальной точки под действием земного тяготения совпадает с движением центра масс ракеты на пассивном участке ее траектории, где отсут-С7 вует тяга двигателя, а сопротивлением разреженного воздуха на больших высотах полета можно пренебречь. В этом случае начальное положение центра масс ракеты и начальная скорость этого центра определяются их значениями, соответствующими концу активного участка полета ракеты и исчезновению сопротивления воздуха. Этому вопросу, а также некоторым начальным представлениям о динамике ракеты будет далее посвящен специальный параграф ( 105). [c.62]

В конце активного участка скорость последней ступени несколько превышала местную вторую космическую скорость и траектория станции была близка к гиперболе. Затем под действием силы земного притяжения скорость ее постепенно уменьшалась на высоте 1500 км она составляла лишь немногим больше 10 км сек, а на высоте 100 000 км снизилась до 3,5 км сек. Продолжительность полета до Луны составила 34 час. При этом во время наибольшего сближения с ней станция находилась на расстоянии 5—6 тыс. км от лунной поверхности. [c.429]

Полная высота подъема точки будет складываться из двух частей S — пути, проходимого точкой за время ti (активный участок) Sp —пути, проходимого точкой с постоянной массой = Мо т, благодаря скорости V, которую получает точка в конце активного участка, т. е. [c.89]

Скорость точки (ракеты) в конце активного участка (в конце процесса сгорания топлива) у и высота активного участка траектории находятся по формулам (2.14), (2.15) [c.57]

Б практических случаях угол наклона траектории полета ракеты меняется со временем, и оптимальная величина удельного импульса не является постоянной для всего полета. Меньший удельный импульс при большей тяге выгоден на участке траектории, близком к вертикаль но затем при переходе к более пологому участку траектории целесообразно изменить соотношение компонентов топлива таким образом, чтобы обеспечить высокий удельный импульс. Однако требование достижения определенной высоты в конце активного участка усложняет анализ реального полета. [c.26]

Б реальном полете управление ракетой, близкое к оптимальному, обеспечивает достижение заданной высоты в конце активного участка. [c.26]

Изменение расхода топлива в процессе полета в предположении постоянства удельного импульса и фиксированного времени работы двигательной установки не приводит к изменению характеристической скорости. Однако, если энерговооруженность выше и расход топлива больше на начальном этапе полета, то ракета будет двигаться с большим ускорением и, следовательно, высота полета в конце активного участка будет больше. [c.26]

Таким образом, если топливо выгорает быстрее при большей тяге на начальном этапе полета, то это приводит к увеличению высоты в конце активного участка. Но высота, большая по сравнению с расчетной, нежелательна, поэтому вектор скорости будет раньше приведен в горизонтальное положение. Б результате соответственно снижаются потери на преодоление гравитационных сил и на управление. [c.26]

Высота полета в конце активного участка [c.284]

Из уравнений (1.15) и (1.16) можно видеть, что если пренебречь сопротивлением, ТО такие характеристики ракеты, как скорость в конце активного участка и высота полета, не будут зависеть от размеров ракеты. Единственными определяющими параметрами явятся безразмерные отнощения [c.27]

Ряд важных характеристик орбиты, например время существования спутника на ней, зависит от начальных высот перигея и апогея. Последние в свою очередь зависят от условий в момент вывода спутника на орбиту, которые Б основном определяются высотой точки вывода спутника Лр, его скоростью и углом ур между вектором выводной скорости и местным горизонтом. У ракеты-носителя спутника Авангард первые две величины тесно связаны между собой, так как, например, увеличение скорости в конце активного участка второй ступени ведет к соответствующему возрастанию как скорости в апогее, так и высоты самого апогея [c.100]

Обобщенные характеристики снаряда. Рассмотрение величины скорости ракетного снаряда в конце активного участка, взятой сама по себе, в общем мало интересно. Интересно то, что можно сделать при наличии данной скорости в конце активного участка, какой дальности или высоты может достичь снаряд. [c.508]

Высота конца активного участка и дальность активного участка мало меняются при варьировании управления на активном участке. Поэтому их влиянием при выборе оптимальной траектории перелета к Луне можно в первом приближении пренебречь. Наиболее существенными параметрами являются начальная скорость V и угол наклона траектории 0ь Как отмечалось ранее, задача достижения Луны при большой угловой дальности перелета предъявляет более низкие требования к энергетическим характеристикам ракеты-носителя, чем при малой угловой дальности. Дело в том, что при угловой дальности перелета, стремящейся к я, траектория приближается к энергетически оптимальной (типа Гоманна), Поэтому запуск же Северного полушария обычно проводится в то время, когда Луна находится вблизи своей нижней точки кульминации. Широта точки старта существенно влияет на потребные энергетические затраты для достижения Луны. По мере уменьшения широты точки старта до ф1 л затраты приблиягаются к величине, которая необходима для реализации компланарного перелета в плоскости орбиты Луны. [c.276]

Построенные зависимости позволяют определить наиболее целесообразную орбиту, обеспечивающую требуемое время существования ИСЗ. Видно, что время существования ИСЗ быстро возрастает с увеличением высоты перигея. Однако для некоторых ракет-носителей увеличение высоты конца активного участка, практически совпадающей с высотой перигея, часто нецелесообразно из-за резкого падения массы выводимой полезной нагрузки, т. е. массы ИСЗ. В таких случаях выгоднее увеличивать высоту апогея при допустимой высоте перигея, что также приводит к уменьшению массы выводимой полезной нагрузки, но уже не в такой степени, как при увеличении высоты перигеч. Использование вытянутых эллиптических орбит позволяет добиться значительного увеличения времени существования ИСЗ сравнительно простым путем. [c.371]

В настоящей статье рассматривается задача о выборе оптимального закона изменения массы двухступенчатой конструкции, с тем чтобы реализовать экстремум функщюнала общего вида. В качестве примеров приводится известная задача об определении режима расхода массы, при котором точка переменной массы (ТПМ) при вертикальном полете достигает максимальной высоты [1—3], другой пример связан с решением первой задачи Циолковского для ступенчатых конструкций — при заданном режиме расхода топлива выбирается разбиение конструкции, позволяющее найти максимальную скорость в конце активного участка [4—6]. [c.78]

Проведенный в предыдущих параграфах анализ позволяет произвести оценку возможностей одноступенчатой ракеты в отношении подъема полезного груза в космическое пространство. Правда, при выводе груза на орбиту спутника Земли или на траекторию полета к Луне участок активного полета не будет прямолинейным, однако при соответствующем усреднении величины os 0 для приближенного определения конструктивных параметров ракеты, позволяющих достигнуть требуемой скорости, все же можно воспользоваться уравнением (1.14). Оценим сначала требуемое значение х корости ракеты в конце активного участка. Согласно работе [18] Для вывода искусственного спутника Земли на круговую орбиту высотой 200 миль (322 км) — минимальная высота, на которой еще возможно достаточно длительное существование спутника без чрезмерных потерь энергии от трения о воэдух,— необходима конечная скорость 25 400 фут сек ( 7,8 км/сек). При запуске ракеты с экватора в восточ- ном направлении за счет вращения Земли можно получить даром скорость около 1 500 фут/сек (- 460 jtt/сек), так что сама ракета должна будег развить скорость лишь около 24 000 фут/сек (7,35 км/сек). Для полета к Луне минимальная потребная скорость ракеты при использовании скорости вращения Земли составит около 34 ООО фут/сек (10,4 км/сек). [c.30]

Решение этой задачи с помощью математической теории оптимального управления показывает, что минимального расхода топлива достигают при релейном переключении тяги двигателя с одного граничного значения на другое. Анализ оптимальных траекторий свидетельствует о том, что для широкого диапазона изменений начальных условий, массы КА и характеристик ДУ величина тяги имеет одно переключение (с минимального значения на максимальное), а угол между вектором скорости КА и направлением тяги ДУ монотонно убывает с некоторого малого значения 5 10...12° до 5 0. Найденный оптимальный закон управления вектором тяги позволяет оценить предельные возможности по управлению ДУ с точкн зрения минимизации расхода топлива на торможение КА. Кроме того, оказывается возможным, используя найденное оптимальное решение, определить требования, которым должна удовлетворять траектория в конце участка осиовиого аэродинамического торможения. Так, исследования показывают, что независимо от типа рассматриваемой СМП для уменьшения энергетических затрат на активное торможение КА прн работе СМП необходимо стремиться к получению в конце участка аэродинамического торможения (на заданной конечной высоте) минимальных значений скорости и угла наклона траектории к местному горизонту 0 , . При этом для 0 в принципе следует требовать минимума, равного нулю. Этот критерий оптимальности и может быть принят при авалн-эе траекторий основного аэродинамического торможения. [c.439]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...