Перелет быстрый

Обратим внимание на характер диалога человек — машина, который становится возможным с введением этого простого режима работы. Оператор с клавиатуры пульта может последовательно вводить возрастающие значения угла А, скажем, с приращениями 5°. С введением каждого нового угла ЭВМ выводит на экран дисплея изображение соответствующей траектории. Этот процесс продолжается, и на экране все время изображаются последние четыре траектории. Когда в последней траектории снаряд перелетает мишень, оператор выбирает промежуточные значения угла А для того, чтобы снаряд упал ближе к мишени. Таким способом он может очень быстро получить приближенное решение задачи с любой степенью точности. [c.86]

Рнс. 91. Орбиты быстрых перелетов. Угловая дальность в обоих случаях меньше 180°. —точки старта —точки назначения. [c.739]

Полет до Луны должен продолжаться при минимальной скорости отлета 5 сут, при параболической — 2 сут. Поскольку возможности пятой ступени (как и предыдуш их) по условию ограничены идеальной скоростью 3 км/с, а часть ее топлива (правда, очень небольшая) была даже использована при старте с околоземной орбиты, то нам придется отказаться от быстрого перелета, так как при параболической скорости отлета посадка на Луну потребует погашения скорости падения 2,9 км/с (см. 7 гл. 8). А ведь надо еш е учесть небольшие гравитационные потери при посадке на Луну и обязательно предусмотреть расход топлива на коррекцию траектории на пути к Луне Но, вспомнив, что минимальная скорость падения на Луну составляет 2,5 км/с ( 7 гл. 8), мы можем успокоиться идеальной скорости пятой ступени хватит на осуществление благополучной посадки на Луну. Не нужно только набирать параболическую скорость отлета с околоземной орбиты. [c.272]

При начальной скорости 1 0=11,8 км/с (траектория II на рис. 138) Марс достигается через 164,5 сут после старта, т. е. на 3 месяца быстрее, чем при минимальной скорости. При 1 о=12 км/с перелет сокращается еще на 20,4 сут. Дальнейшие прибавки начальной скорости делаются все менее эффективными, но все же при 1 0=13 км/с (траектория IV) перелет продолжается 105 сут, а при 1 0=16,653 км/с (третья космическая скорость)—лишь 69,9 сут (парабола V на рис. 138). Дальнейшее увеличение начальной геоцентрической скорости Уо, т. е. использование гиперболических гелиоцентрических траекторий, дает выигрыш во времени, слишком ничтожный по сравнению с дополнительными затратами топлива. [c.363]

Сжатие Земли вызывает отклонение поля притяжения от центрального. Влияние сжатия быстро убывает с увеличением геоцентрического радиуса КА. Расчеты показывают, что сжатие мон ет изменить время перелета на 10—20 мин в зависимости от величины начальной скорости. [c.279]

Сравнительно быстрые орбиты полетов можно выбрать таким образом, чтобы сократить длительность времен ожидания близ Марса или Венеры, особенно если учесть роль того факта, что траектории прямого и обратного полетов не обязательно должны иметь одинаковые эксцентриситеты или времена перелета. [c.407]

При длительных перелетах может произойти вынужденная посадка самолета в условиях, не позволяющих экипажу быстро добраться до населенных пунктов. Поэтому на борту самолета следует иметь компактный, но высокопитательный неприкосновенный запас продовольствия на каждого летчика. Помимо него, каждый член экипажа должен иметь в карманах 1—2 перевязочных пакета и ампулу йода в небьющемся патроне. Часть этих продуктов должна быть уложена в специальных пакетах, укладках, карманах или поясах на случай вынужденного покидания самолета с парашютом. Понятно, что этот неприкосновенный запас не может быть одинаковым у летчиков, летающих над песками Средней Азии или над снегами Заполярья (рис. 204). [c.271]

В поисках наиболее выгодных форм аэродинамических поверхностей и материалов для их изготовления ученые обратились к изучению полета птиц. Ведь ни один летательный аппарат еще не может поднять такое количество груза на единицу потребляемой мощности, какое поднимают птицы. Но и птицы летают по-разному одни из них медленно и тяжело, затрачивая много энергии, другие — быстро и делают большие перелеты. [c.87]

Необходимо проводить четкое различие между рейсами односторонними (без возвращения), которые, видимо, должны предназначаться для полетов автоматических ракет, и рейсами с возвращением, предназначенными для полетов ракет с человеком на борту. В первом случае путем небольшого увеличения начальной скорости можно значительно уменьшить время перелета и этим сэкономить на энергии, необходимой для поддержания связи с Землей в те периоды, когда ракета будет, например, вблизи Марса. Если же ракета должна быть захвачена планетой или выведена на траекторию возвращения по быстрой орбите, то потребная энергия резко возрастет. Поэтому проблема выбора оптимальной траектории играет очень важную роль в анализе и разработке космических летательных аппаратов. [c.162]

Поэтому гиперболические перелетные орбиты, по всей вероятности, будут использоваться редко, даже если в распоряжении будут иметься достаточно мощные двигательные системы, позволяющие в импульсном режиме осуществлять перелеты по быстрым орбитам к внешним планетам солнечной системы. [c.169]

В качестве примера быстрого эллипса для перелета между двумя соосными эллиптическими орбитами рассмотрим траекторию, показанную на рис. 6.18. Быстрые перелетные орбиты могут понадобиться в тех случаях, когда промежутки времени между благоприятным расположением планет, при котором возможен перелет по траекториям, показанным на рис. 6.17, слишком велики и желательно иметь большую свободу выбора момента старта. При этом продолжительность перелета также существенно сокращается. Если задан радиус точки встречи, то величину т]" можно найти из уравнения целевой эллиптической орбиты в полярных координатах. Из условия соосности вытекает, что ц1 — Поэтому величины v , [c.170]

Переход по промежуточной орбите. Вместо указанного метода перехода из точки 3 в точку Я можно осуществить непосредственный перелет по промежуточной орбите. В этом случае в точке 3 к телу прикладывается ортогональный импульс, который поворачивает плоскость орбиты на угол Ail. Тогда в точке Я угол между плоскостью движения и плоскостью орбиты O//будет равен Агг- Если стоит задача перехвата спутника снарядом-перехватчиком (т.е. задача пункта 3 приведенной выше классификации), то никаких маневров по ликвидации этого угла не нужно. Если же задача заключается в точном сближении и сцеплении со спутником (например, транспортная ракета, сближающаяся с космической станцией), то необходимо совершить маневр по ликвидации угла посредством приложения в точке Я или вблизи от нее ортогонального импульса тяги. Суммарный угол Aii - - Агг оказывается больше г, так что общее изменение наклона в этом случае будет большим, чем в первом случае. Однако что касается затрат энергии, то они могут оказаться здесь заметно меньшими. Пусть, например, орбита 01 внутренняя и орбитальная скорость в точке 3 наибольшая, в точке Д несколько меньше, а в точке Я еще меньше. Тогда маневр с приложением ортогонального импульса в точке 3 требует большего расхода топлива, чем маневр в точке Д, однако в точке Д требуется изменить угол на большую величину (г>> АгЧ). В то же время компенсация угла Аг г требует меньшего расхода топлива. Вывод о том, будет ли суммарный расход на маневр Аг -j- Аг г, больше или меньше, чем на маневр Аг = г в точке Д,зависит от ряда факторов, а именно а) от величины центрального угла 3 H й) от расстояния между орбитами в) от величины отношения Aii/г сравнительно с отношением Аг г/г г) от величины скорости отправления из точки 3. Величина этой скорости в свою очередь зависит от того, будет ли промежуточная орбита быстрой , т. е. охватывает ли она угол /1 ЗСН, или очень быстрой , т. е. охватывает ли она угол ЗС4. [c.182]

СО средним расстоянием Марса от Солнца. Переходные орбиты, которым соответствуют графики на рис. 6.52, относятся поэтому к разряду быстрых орбит перелета от Земли к Марсу. Из графиков видно, что особенно в случае не слишком быстрых переходных орбит На <С 1,8 а. е.) практически допустимые значения радиусов спутниковых геоцентрических орбит оказываются значительно меньшими, чем теоретически оптимальные величины. Этот вывод одинаково справедлив как для задач ухода, так и для задач захвата. [c.191]

Это относится в особенности к химическим двигательным системам. Существует, однако, ряд причин, по которым использование химических двигательных систем для быстрых межпланетных перелетов нецелесообразно (см. раздели 6,6.5 и 6.6.9). [c.192]

Полеты по переходным орбитам минимального расхода топлива или по орбитам быстрого одностороннего перелета с последующим гиперболическим прохождением близ целевой планеты соответствуют задачам пунктов 1 и 4. [c.209]

Полеты по переходным орбитам минимального расхода топлива или по орбитам быстрого одностороннего перелета с последующим захватом у целевой планеты и выходом на спутниковую орбиту соответствуют задачам пункта 2. Если имеется в виду спуск на планету, то сам процесс перелета остается прежним если же ракета не предназначена для прямого входа в атмосферу с гиперболической скоростью, может потребоваться маневр предварительного торможения. В последнем случае затраты топлива несколько возрастут. [c.209]

Быстрые перелеты с маневром захвата и ухода у целевой планеты, возвращением к Земле и захватом Землей соответствуют задачам пункта 3. [c.209]

Влияние эллиптичности и наклона планетных орбит. Более строгий анализ характера полета и расчет переходных орбит должен учитывать влияние эллиптичности планетных орбит и их наклон к плоскости эклиптики. Можно показать [1], что при тех эксцентриситетах, какие имеются у орбит Венеры, Земли и Марса, переходные траектории в виде эллипсов Гомана обеспечивают достаточно хорошее приближение к орбитам минимального расхода энергии. Вследствие несоосности эллиптических планетных орбит величина центрального угла, охватываемого переходной траекторией тангенциального перелета, в большинстве случаев будет менее 180°. Из-за наклона планетных орбит наклон переходной орбиты в процессе полета также необходимо изменять. По этой причине быстрые орбиты иногда оказываются энергетически более выгодными, чем медленные тангенциальные переходные эллипсы. Для правильного управления переходом необходимо знать как положение Земли и целевой планеты относительно их линий апсид, так и ориентацию линий узлов их орбит. Использование быстрых орбит увеличивает промежутки времени возможного старта космического корабля, не ограничивая их столь [c.215]

Траектории быстрых разведывательных перелетов во внутренние области солнечной системы. Естественно, что для полетов любого назначения всегда может оказаться необходимым или желательным совершить перелет но быстрой переходной траектории. Так, при полете к Марсу (рис. 6.48) быстрые переходные орбиты позволяют свести к минимуму расстояние от Земли до Марса в момент прибытия к нему ракеты-зонда. [c.219]

Для задач 3-й группы, помимо использования быстрых переходных орбит, необходимо также добиваться сокращения времени пребывания Б окрестности планеты назначения. Основная цель здесь заключается в том, чтобы не только осуществить перелет от планеты к планете как -можно быстрее, но и чтобы минимизировать полную длительность [c.219]

От общего наличия это составляло в 1919 г. до 40%. По окончании гражданской войны красная А. пережила затяжной период свертывания и первоначального восстановления за счет иностранных поставок вследствие почти полного отсутствия своей внутренней производственной базы. Угроза новых войн и условия хозяйственного и культурного строительства пролетарского государства потребовали напряженной и всесторонней работы по созданию мощного красного воздушного флота, прочно обоснованного на своей производственной научно-технической и школьной базе мобилизация масс через добровольные общества ( Друзей воздушного ф,иота , ОСО-Авиахим ), широкое авиационное промышленное строительство, развитие научно-исследовательских ин-тов и учебных заведений, достигшее особо больших масштабов в годы второй пятилетки социалистич. строительства, обеспечили быстрый рост как военного, так и гражданского воздушного флота. Мировой рекорд дальности и продолжительности полета по замкнутой ломаной линии, установленный экипажем в составе летчиков Громова, Филина и Спирина (сентябрь 1934 г., пройден путь в 12 411 км за 75 час. беспрерывного полета) мировой рекорд высоты, установленный летчиком Коккинаки на рядовом облегченном истребительном самолете (20 ноября 1935 г. достигнута высота в 14 575 м) блестящая ге-роич. деятельность летчиков гражданской и военной А. по спасению челюскинцев, многочисленные внутренние и европейские перелеты, [)абота в Арктике и т. д. — все это свидетельствует о чрезвычайно крупных успехах в техническом развитии советской А., в подготовке кадров, в аэрификации страны этими успехами советская А. обязана прежде всего ближайшему руководству ее развитием со стороны вождя народов тов. Сталина. Современное вооружение, боевой состав и уровень подготовки красной авиации придали ей значение одной из важнейших сил в обороне СССР, в процветании социалистического хозяйства и культуры. [c.44]

АВТОПИЛОТЫ, механизмы, служанще для автоматич. управления самолетом. При длительных беспосадочных перелетах на средних высотах (до 3 ООО м] даже в условиях спокойного состояния атмосферы (штиль) управлепие самолетом представляет утомительную работу, требующую от пилота большого мускульного и нервного напряжения. В условиях возмущенной атмосферы ( болтанка ) пилотирование представляется делом еще более трудным. При высотных полетах задача пилотирования усложняется тем, что летчик значительно быстрее устает, сознание его работает мепее интенсивно и следовательно в отих условиях границы возможности применения авиации отчасти определяются степенью натренированности летчика и умением последнего рационально расходовать запас собственной энергии. Меткость бомбометания в значительной мере зависит от степени точности выдерживания курса при выходе на цель и сохранения горизонтальной плоскости. В слепом полете впе видимости земли и горизонта пилотирование услошняется еще тем, что лет-чи1<" вынужден ориентироваться только на показания приборов. Все это делает необходимым введение прибора, способного с достаточной точностью выполнять следующие операции 1) выдерживать курс, 2) сохранять продольную и поперечную устойчивость самолета, [c.157]

Однако перевешивают другие обстоятельства. При малых скоростях отлета с Земли возможна взаимная компенсация двух эффектов начальной ошибки смещения точки пересечения орбиты Марса и изменения времени перелета (аналогично 5 гл. 8). Наконец, быстрые траектории приводят к возрастанию марсианоцентрической скорости входа в сферу действия, а это уменьшает эффективный радиус Марса (см. 5 гл. 13). Поэтому в целом быстрые траектории более чувствительны к ошибкам, чем медленные. Наиболее же чувствительны к ошибкам баскетбольные траектории //, ///, IV (рис. 138). [c.366]

Если рассчитать среднюю скорость движения аппарата вдоль дуги эллипса на участке Земля — орбита Венеры, то мы убедимся, что, начиная с орбиты № 1 и кончая орбитой № 27, эти скорости возрастают. Однако мы сможем констатировать, что и продолжительности перелета возрастают (см. рис. 112). Из табл. 20 видно, что при следовании на Венеру по полуэллипсу продолжительность перелета составляет 146,1 суток (рис. 112). При этом начальная скорость движения относительно Солнца в межпланетном пространстве равна 27,3 км1сек. Но если уменьшать начальную скорость корабля по отношению к Солнцу, описываемый эллипс становится все более сплюснутым . Наконец, если после освобождения ракеты от поля тяготения Земли довести ее скорость до нуля, то эллипс выродится в прямую ракета начнет падать на Солнце по вертикали, пересекая попутно орбиту Венеры. Одновременно с сокраш,ением эллипса уменьшается и дуга, соединяюш,ая Землю с Венерой. При этом, как показывает математический анализ, эта дуга сокраш ает-ся быстрее, чем падает средняя скорость движения корабля. В итоге получается парадоксальное явление чем меньше скорость корабля в пространстве по отношению к Солнцу, тем скорее он достигнет цели. На рис. 112 мы видим, как вследствие уменьшения начальной скорости до 24,9 и 21,1 км сек продолжительность перелета сокраш ается до [c.231]

В качестве промежуточной станции искусственный спутник имеет ряд преимуществ по сравнению с Луной. Во-первых, его можно запустить на орбиту, относительно близкую от Земли, что позволяет совершать перелеты гораздо быстрее и с меньшей затратой топлива. Во-вторых, отсутствие собственного поля тяготения дает возможность сэкономить то топливо, которое оказалось бы необходимым затратить для совершения посадки на Луну и последующего взлета с ее поверхности. Чем больше топлива уносит с собой космический летательный аппарат, покидающий промежуточную станцию, тем, естественно, больше будет развитая им конечная скорость. При этом для старта с искусственного спутника потребуются ракеты значительно меньшей мощности, чем при взлете с поверхности Луны. Если при старте с Лужы сила тяги [c.236]

Трансполярные перелеты экипажей В. П. Чкалова и М. М. Громова закрепили за Советским Союзом приоритет открытия воздушного пути из Москвы через Северный полюс в Америку. (Эднако обеспечить регулярные полеты самолетов по этому маршруту при том уровне развития авиационной техники оказалось невозможным. Это было связано прежде всего с относительно небольшой крейсерской высотой полета самолетов второй половины ЗО-х годов, что делало их весьма зависимыми от погодных условий, особенно быстро изменяющихся в высоких арктических широтах. Создание же сети надежно дейтвующих метеорологических станций и запасных аэродромов на льду Северного Ледовитого океана оказалось, как показал опыт организации и работы, дрейфующей станции Северный полюс-1 , трудным и небезопасным. [c.346]

Корректирование огня при стрельбе по наземным целям определяется следующици представлениями перелет , недолет , вправо и влево . Эти определения, в которых неподвижная земля является базой, где рикошеты ясно указывают места падения пуль, вполне уместны. Совершенно иначе дело обстоит при стрельбе по самолету, непрерывно меняющему свое положение в пространстве. Здесь один ориентир — сама цель. Облака, кроме того что сами плывут в воздухе, быстро отстают от самолета, о видимых же рикошетах и говорить, конечно, не приходится. [c.97]

Достижения современной авиации грандиозны. Пилотам начала века и не снилось, что самолет сможет летать в несколько раз быстрее звука, поднимать в стратосферу десятки тонн и даже совершать орбитальные полеты. В проектировании, постройке и эксплуатации современных летательных аппаратов принимают участие тысячи человек. Самолеты гражданской авиаиин ежегодно перевозят сотни тысяч пассажиров. Авиация прочно вошла в нашу жизнь и... стала от нас гораздо дальше. Лишь изредка сейчас можно увидеть белый след высоко в голубом небе, а комфорт пассажирских лайнеров начисто лишает романтики дальние перелеты. Большинство сегодняшних мальчишек ие могут наблюдать полеты даже через щель в заборе. [c.3]

Быстрого кипячения водьи можно достичь с помощью механического перемешивания ее при нагревании. Вместо нагревателей с открытым пламенем следует воспользоваться электронагревателями. Короче говоря, трудности невесомости преодолимы. Невесомость не может быть преградой для межпланетных перелетов. [c.61]

Для того чтобы одноступенчатый воздушно-космический самолет был конкурентоспособен в сравнении с другими транспортными средствами, при его проектировании необходимо обеспечить выполнение ряда требований к летным характеристикам. Он должен обладать способностью совершать взлеты и посадки со стандартных взлетно-посадочных полос длиною до 3000 метров, совершать полеты с разворотом на дозвуковой скорости после взлета для выхода в заданную точку начала разгона и перед посадкой для захода на заданный аэродром, осуш ествлять перелеты для изменения аэродрома базирования, быстро выполнять разгон до заданной скорости и высоты, включая выход на круговую орбиту, выполнять неоднократные орбитальные маневры, выполнять автономный орбитальный полет продолжительностью до суток, выполнять крейсерский полет в атмосфере с гиперзву- [c.508]

Переходные орбиты, которые пересекаются с одной или с обеими орбитами, между которыми осуществляется перелет, называют также эллипсами быстрого перелета. К сожалению, нельзя рассчитать переходный эллипс непосредственно по задаваемому времени перелета. Фактически необходимо либо сперва задать обе точки апсид, если они обе неизвестны, либо задать истинную аномалию точки пересечения не реходного эллипса с целевой орбитой. В любом случае время перелета будет функцией, а не независимой переменной задачи. [c.168]

ОНО И будет двигаться до встречи с целью в точке R или в какой-либо другой точке. В любом случае переходная орбита охватывает центральный угол j/ l H или P R), равный 180° (в проекции). Однако это условие не обязательное. Так, если тело движется от точки 3 в плоскости 01 до точки Д, затем его орбита приобретает наклон Аг = г и далее тело движется по орбите 011 до целевой точки Н, то результирующий центральный угол ЗСН будет меньше ISO и, следовательно, сам перелет будет более быстрым. [c.182]

На рис. 6.50 сделана попытка классифицировать возможные кеплеровы (т. е. баллистические) межпланетные переходные орбиты [14]. Профиль с номером О представляет собой хорошо известную орбиту минимального расхода энергии. Профили 1 и 2 обычно рассматриваются как орбиты быстрых перелетов соответственно к внешним и к внутренним (по отношению к исходной) гелиоцентрическим орбитам. Однако профиль 1 может быть использован для полета от Земли к Венере, а профиль — 2 для полета от Земли к Марсу. Профиль 3 представляет быструю переходную орбиту, которая не тангенциальна ни к начальной, ни к конечной орбитам. [c.220]

Как показано на рис. 6.5JI, при путешествии к Марсу с последуюп1,им возвраш ением величина потребной характеристической скорости рейса Ai tot возрастет с 31 ООО фут/сек (профиль типа О при = 1,52 а. е.) до 74 ООО фут/сек Ra = 2,2) при сопутствующем уменьшении времени полета до 128 дней. Однако время вынужденного пребывания на спутниковой орбите с ростом Ra также возрастет и полностью нейтрализует выигрыш во времени перелета. Так, при 7 = 2,2 а. е. время t увеличивается до 700 дней и полное время путешествия будет около Т = 956 дней, тогда как при полете но траектории профиля О время путешествия составляет 980 дней. Поэтому профиль 1 более удобен для быстрых перелетов без захвата и, если позволяют энергетические ресурсы, то и для одностороннего рейса с торможением близ планеты или даже с захватом ею и выходом на эллиптическую захватную орбиту, а также для облетных траекторий вокруг Марса (задачи 2-й группы). Однако использование профилей типа 1 не позволяет достичь существенного сокращения полного времени экспедиции, что желательно для выполнения задач 3-й группы. То же относится и к профилям типа 2. [c.223]

Быстрые перелеты во внешние области солнечной системы. Из всех профилей, изображенных на рис. 6.50, последние два 14 и 15), представляющие собой траектории кеплерова движения, в основном предназначены для полетов во внешние районы солнечной системы. По всей вероятности, такие баллистические траектории больше подходят для полетов автоматизированных зондирующих ракет к Юпитеру и Сатурну (задачи 4-й группы), чем для полетов человека в необъятные глубины внешней части солнечной системы. Так как полет по траекториям профиля О требует колоссальных затрат времени, как это видно из рис. 6.43, в данном случае желательно, чтобы переходная гелиоцентрическая траектория была почти параболической или даже гиперболической. На рис. 6.58 представлена зависимость времени перелета от начальной гелиоцентрической скорости (взятой по отношению к величине круговой скорости на орбите Земли) при одностороннем полете к планетам юпитеровой группы. Кружки с точками в центре, находящиеся в левой части графика, соответствуют полетам к Юпитеру, Сатурну и Урану по минимальным траекториям. Наиболее характерной особенностью этих графиков является резкое уменьшение времени перелета при возрастании начальной скорости до параболической. Выход на параболическую траекторию требует добавления к круговой орбитальной скорости на орбите Земли, равной 97 700 фут/сек, еще около 40 ООО фут/сек, это значит, что скорость после выхода с заданной спутниковой орбиты высотой 300 морских миль должна быть равной примерно 53 100 фут/сек, т. е. требуемое приращение скорости должно составить 53 100—24 900 = 28 200 фут/сек. Из графика на рис. 6.42 видно, что для профиля О начальный прирост скорости при полете к Юпитеру равен примерно 21 500 фут/сек, при полете к Сатурну —27 ООО фут/сек и к Урану — 25 ООО фут/сек. Поэтому добавочная ступень, обеспечивающая прирост Лу = 6700 фут/сек, могла бы уменьшить время перелета к Юпитеру с 2,9 года до 2,1 года при приросте Аг = 3200 фут/сек — время перелета к Сатурну с 6 лет до 2,7 года при приросте [c.227]

Операции с малой тягой. Энергетические потребности для осуществления быстрых перелетов человека в пределах внутренней области солнечной системы и возвращения на Землю (характеризуемые приростами Avi = 60 ООО ч- 90 ООО фут/сек) не могут быть обеспечены химическими двигательными системами, максимальный удельный импульс которых заключается в пределах от 370 до 420 сек (рис. 6.606). При увеличении удельного импульса до значений, достижимых с помощью использования солнечной энергии (удельный импульс от 600 до 750 сек) [18] или систем ядерного нагрева (удельный импульс от 800 до 1200 сек), отношение масс космического корабля может быть снижено до 10—15. Используя системы дугового нагрева (питаемые, например, солнечной или ядерной энергией), можно получить удельные импульсы порядка 1400—2000 сек [18]. Применение магнитогидродинамических дуговых систем (плазменные двигатели) позволяет еще больше расширить область достижимых удельных импульсов в сторону их увеличения. Бостик (Bostil ) [19] и Колб (Ко]Ь) [20] в экспериментах с многократными разрядами большой энергии добивались ускорения плазмы до скорости 7 ООО ООО фут/сек (удельный импульс > 22 ООО сек). Разумеется, современные технические средства еще не позволяют создавать такие системы, однако эти лабораторные опыты демонстрируют возможные перспективы. Такого же порядка удельные импульсы (а именно от 7000 до 25 ООО сек) могут быть достигнуты с помощью электростатических двигательных систем, где ироизво- [c.231]

Напротив, примеры, представленные на рис. 6.63, подчеркивают важность использования плазменных и ионных двигателей для быстрых разведывательных полетов во внешнюю область солнечной системы, так как они позволяют достигнуть начальных ускорений порядка 6-10 " g и более. Использование таких систем для полетов во внутренней области солнечной системы представляется целесообразным лишь для малоскоростных грузовых ракет, служащих для доставки полезных грузов большой величины к планетам назначения (задачи 5-й группы). Быстрые пассажирские перелеты, по-видимому, удобнее осуществлять с помощью двигательных систем с ядерным нагревом. Наряду с системами непосредственного ядернога нагрева существуют промежуточные системы с дуговым нагревом (низко-проводящая плазма), позволяющие достигнуть ускорений до 10 g, достаточных для осуществления быстрых перелетов во внутренней области солнечной системы (по крайней мере, например, к Марсу) удельный импульс таких систем может, в принципе, превзойти удельный импульс систем с непосредственным ядерным нагревом. Реализация этих возможностей существенно зависит от дальнейшего улучшения элементов конструкции таких систем, а также от усовершенствования методов превращения энергии и создания легковесного и высокоэффективного электрооборудования. Обсуждение этих вопросов выходит за рамки настоящего изложения. [c.238]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...