Программа скорости истечения

В настоящей главе изучение движения простейшей модели снаряда в виде одномерного движения материальной точки обобщено на случай двух- и трехмерного движения. Отсюда естественно возникает проблема оптимизации траектории, которая оказывается тесно связанной с целым рядом смежных проблем. Простейшей задачей из этого круга проблем является задача определения оптимального управления, когда динамические характеристики снаряда заданы и требуется найти такую траекторию, которая оптимизирует некоторую заданную величину. Для случаев, когда поле сил зависит от скорости и координат снаряда, дана общая постановка задачи оптимизации траектории, а в случаях, когда силовое поле однородно или когда сила зависит от расстояния линейно, оказывается возможным получить решение в замкнутой форме. Это особенно важно в применении к баллистическим снарядам (нанример, снарядам дальнего радиуса действия класса земля — земля или носителям спутников), где расстояние, проходимое за время выгорания топлива, мало по сравнению с земным радиусом. Простой и в то же время почти оптимальной траекторией в этих случаях оказывается траектория гравитационного разворота при движении снаряда в плотной атмосфере и затем переход на траекторию, определяемую соотношением (2.6). Хотя точного решения уравнений движения по траектории гравитационного разворота не существует, все же можно построить ряд графиков, позволяющих во многих случаях подбирать требуемые значения параметров. Если ограничиться лишь получением решений, удовлетворяющих условию стационарности, то обычными методами вариационного исчисления можно исследовать те задачи оптимизации, в которых масса снаряда, программа скорости истечения и время выгорания, так же как и программа управления, являются варьируемыми функциями. Для того чтобы найти решения, являющиеся действительно максимальными или минимальными в определенном смысле, нужно проводить специальное исследование каждого отдельного случая, так как не всегда решение, удовлетворяющее требованию стационарности, является оптимальным, и наоборот. В тех задачах, где скорость истечения есть известная функция времени, как, например, это имеет место в жидкостных ракетных двигателях, из анализа следует лишь то, что оптимальной программой для М ( ) будет, как правило, программа импульсного сжигания топлива. Поэтому для получения практически интересных результатов необходимо проводить более глубокий анализ, с учетом таких факторов, как параметры двигателя, топливных баков и т. д., при одновременном учете характера траектории полета снаряда. Для выполнения такого рода анализа используется схема расчета, где анализ различных элементов Конструкции и групп уравнений (одной [c.63]

Оптимальная программа скорости истечения при полете вне поля тяготения. Интересно выяснить, какова должна быть программа изменения скорости истечения для сообщения ракете постоянного активного [c.294]

Сравнение идеальной и реальной программ скорости истечения. Интересно теперь найти величину удельного импульса (т.е. скорость истечения, деленную на g) ракеты с малой тягой при рассмотренном выше оптимальном полете к Марсу и обратно. Из уравнений (8.1) и (8.4) имеем [c.318]

В приложении приведен конкретный вариант программы (программа 1) для реализации указанного метода поиска. Программа составлена для ЭВМ Мир-1 . При ее выполнении печатаются найденные значения параметров л и т, среднеквадратичное отклонение A = V / > где п — число точек эксперимента, а также таблицы значений Та,, уэу w, рассчитанные для принятых в эксперименте скоростей истечения эластомера через капилляр. Для сравнения печатаются также значения Ар и соответствующие выполненным измерениям. [c.87]

В некоторых случаях может оказаться выгодной программа управления тягой, при которой она будет действовать не непрерывно, а лишь на некоторых участках траектории, но зато на этих участках тяга будет существенно больше. При этом выгодно прилагать тягу на тех участках траектории, которые ближе к центру притяжения 1). Если начальная орбита эллиптическая, то целесообразно накапливать в аккумуляторах электрическую энергию, вырабатываемую на большей части каждого витка траектории, чтобы расходовать ее только вблизи перигея витка, резко увеличивая тем самым вблизи перигея скорость истечения, а следовательно, и тягу. Траектория разгона при этом должна состоять из большого числа эллипсов с примерно одинаковым перигеем. Она напоминает траекторию торможения в атмосфере спутника с эллиптической орбитой (рис. 27), но проходится в обратном направлении.Таким образом, после значительного числа витков в перигее будет достигнута скорость, обеспечивающая выход из сферы действия Земли [2.19]. [c.140]

Для возможности проведения анализа обычно рассматривают некоторую упрощенную модель изучаемого объекта. При изучении динамики полета снаряда такой простейшей моделью будет материальная точка, движущаяся в одном измерении под действием сил тяги, тяжести и, возможно, аэродинамического сопротивления. Как показано в гл. 1, такая модель вполне удовлетворительна во многих отношениях и позволяет изучить роль таких факторов, как отношение масс, скорость истечения, время выгорания топлива, программа изменения тяги, количество ступеней составной ракеты и т. д. Разумеется, эта модель по самой своей природе не подходит для изучения пространственных траекторий полета снаряда (за исключением вертикального полета зондирующих ракет). Поэтому ее необходимо обобщить так, чтобы возможно было рассматривать движение снаряда хотя бы в двух измерениях, ибо такие основные задачи, как вывод спутника на орбиту или переброска заданного груза на большое расстояние вдоль поверхности Земли, требуют изучения движения снаряда как в вертикальном, так и в горизонтальном направлениях. Настоящая глава в основном посвящена изучению движения снаряда, рассматриваемого как материальная точка, в двух или трех измерениях. [c.37]

Дальнейшим обобщением задачи будет тот случай, когда программа расхода массы снаряда и, следовательно, тяга заранее не предписываются. Если при этом на изменение массы и тяги или массы и скорости истечения не накладывать никаких ограничений, то задача теряет практический интерес, поскольку в общем случае величина конечной массы снаряда, дальность полета и т. д. монотонно возрастают с ростом скорости истечения. Поэтому для отыскания оптимума, представляющего определенный практический интерес, необходимо ввести ряд добавочных требований, например, считать, что скорость истечения с должна быть заданной функцией времени, или установить некоторую функциональную связь [c.52]

Как уже говорилось, существует целый ряд проблем оптимизации,, которые имеют большое практическое значение и которые не укладываются в рамки формализма, развитого в 2.3. Например, обычно требуется оптимизировать не массу всего снаряда после выгорания топлива, а массу полезного груза или же полагать ее постоянной, оптимизируя другие величины. Кроме того, реализация оптимальной программы М (О, определяемой уравнениями (2.56), требует от двигательной системы,, работающей на химическом топливе, гораздо большей гибкости управления, чем это возможно в настоящее время. Более обнадеживающими в этом отношении будут, видимо, двигательные системы на основе электромагнитных принципов, где возможна более простая регулировка скорости истечения и секундного расхода. [c.60]

В существующих ЖРД наиболее реалистично, по-видимому, считать скорость истечения известной функцией времени. Оптимальная же программа М I) обычно требует (как показывает пример одномерного движения на стр. 55) импульсного расхода массы за один или несколько приемов при этом скорость истечения с велика и масса расходуется на сравнительно небольшой высоте. Поэтому учет реальных возможностей двигателя и решение вопроса о наиболее рациональном выборе количества ступеней, секундных расходов, времен выгорания топлива для каждой ступени и т. п. является весьма важной, хотя, может быть, и несколько менее изящной задачей, чем изученная ранее чисто траекторная задача. Такие задачи, строго говоря, уже выходят за пределы чисто траекторных проблем, однако конкретный выбор траекторий существенно зависит от указанных факторов, и поэтому уместно сказать о них несколько слов. Более подробно эти вопросы будут обсуждаться в гл. 18. [c.60]

Выше уже отмечалось, что если допустима программа с переменной скоростью истечения, то а 1) может выбираться независимо от Р 1), т. е. ускорение ракеты не ограничивается располагаемой мощностью, а значит, и массой источника мощности М . Однако, если с фиксировано, то [c.290]

Сравнение характеристик ракеты при постоянной и переменной скорости истечения. На рис. 8.4 дается сравнение оптимальной постоянной скорости истечения по Лэнгмюру [5] с оптимальной программой переменной скорости истечения. По оси абсцисс отложено отношение скорости, которую должна достичь ракета, к скорости У с, а по оси ординат — отношение скорости истечения к У с. Можно заметить, что значения наилучшей достоянной скорости истечения лежат примерно посредине между начальным и конечным значениями переменной скорости истечения в оптимальной программе ее изменения. Заметим также, что кривая, соответствующая [c.295]

Рис. 8.4. Зависимость оптимальной скорости истечения от требуемого прироста скорости ракеты 1 — постоянная оптимальная скорость истечения, 2 — начальная скорость истечения в оптимальной программе переменной скорости истечения, з — конечная скорость истечения в оптимальной программе переменной скорости истечения все скорости выражены в единицах V = Л /

Рис. 8.5. Зависимость отношения масс ракеты от требуемого прироста ее скорости при оптимальных скоростях истечения 1 — отношение масс при использовании наивыгоднейшей постоянной скорости истечения, 2 — отношение масс при использовании наивыгоднейшей программы переменной скорости истечения скорость ракеты выражена в единицах

Взвешенный образец закрепляют в зажиме под определенным углом. Затем включают механизм вращения образца (если это предусмотрено программой испытания) и подают воздух. При давлении 3 ат включают секундомер. Время истирания выбирают в зависимости от скорости износа. По истечении времени испытания (30— 300 сек) подачу воздуха прекращают и отключают механизм вращения, образец вынимают из зажима и взвешивают. [c.66]

Условия проведения ОСИ время функционирования I более 400 с, Т= 2000 К, давление во внутренней полости статора Рк- 13,5. .. 4 МПа, давление в полости ресивера менее 1 МПа. При ОСИ ни одного отказа в функционировании РР (например, заклинивании ротора) не зафиксировано. Однако во всех испытаниях (имевших разную программу изменения площади и соответственно длительности экспонирования истечения струй из окон ротора в фиксированных направлениях) на стенках ресивера наблюдалось интенсивное вымывание ТЗП из углепластика глубиной до 10. .. 12 мм. Неравномерное вымывание объясняется существованием зон завихренного течения, где приведенная скорость потока X достигала 0,2. [c.377]

Приступим к последовательной реализации той программы, о которой говорилось выше. Начнем с наиболее простого случая, когда предполагается, что скорость истечения частиц u t) нестационарна и u t) 7 onst, Vt G [to, t]. Поскольку с этой скоростью (вернее, со скоростью —и) в момент времени t частица действует на материальную точку массой M t), логично помимо импульса Qi t) рассмотреть также дополнительный импульс Q2 t) = M t) u(t) и соответствующую ему силу [c.144]

Однако из-за финансовые трудностей на первом же этапе конструкторы отказались от схемы с использованием двигателя ПЕРВА-2 и переключились на проектирование двигателя ПЕРВА-1 повышенной мощности. Такой двигатель длиной 9 метров должен был иметь тягу 34 тонны и скорость истечения 8250 м/с с длительностью работы до 50 минут. Испытание реактора N RX-A6 , подготовленного для этой программы, было проведено 15 декабря 1967 года. В июне 1969 года состоялись первые горячие испытания экспериментального двигателя NERVA ХЕ-1 на тяге 22,7 тонны. [c.665]

Высокий уровень эффективных скоростей истечения, малая относительная масса рабочего вещества и объем баков обеспечивают высокую степень адаптивности космических ступеней, оснащенных ЭРД к требуемым характеристикам межпланетных полетов. Появляется возможность унификации МКК с ЭРД, Разработка унифицированной космической ступени относительно небольших размеров, способной эффективно решить широкий круг транспортных задач, отличаю-Ш51хся существенно различными энергетическими потребностями, придает перспективной программе космических исследований большую гибкость и динамизм. [c.205]

При проверке лифтов со скоростью 0,71 м/с с неподвижным полом и лифтов со скоростью 1,0 (1,4) м/с с подвижным полом, технический персонал должен знать принципиальные отличия действия программы работы этих лифтов по вызову и приказу, а именно 1) если на лифтах с подвижным полом при входе пассажира в кабину закрывание дверей и работа лифта возможны только при наличии приказа, то на лифтах с неподвижным полом при входе пассажира в кабину и отсутствии приказа в течение 7 с с момента открывания дверей двери автоматически закрываются и по истечении дополнительной выдержки еще 7 с возмолсиа работа этих лифтов по любому вызову 2) на лифтах с неподвижным полом предусмотрена только работа по первому зарегистрированному приказу или вызову. Последующие приказы и вызовы не регистрируются и не выполняются, даже при принудительном нажатии на другие кнопки [c.114]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...