Ракета зондирующая

Интересной иллюстрацией этого утверждения служат данные о запусках зондирующих авиационных и аэростатных ракет, приведенные в работе [16]. [c.29]

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]

Выбор орбиты определяется также и другими факторами. Так, например, ИЗ анализа движения спутника, в частности из закона уменьшения высоты перигея орбиты вследствие аэродинамического сопротивления, можно найти плотность воздуха вблизи перигея. Плотность атмосферы в более высоких точках орбиты найти труднее, так как ее влияние на орбитальное движение сказывается там слабее. До высот 135 миль уже производились в течение ряда лет измерения плотности с помош ью зондирующих ракет. Поэтому измерения на больших высотах, например на высотах до 200 миль, представляют сейчас особый интерес и важность. Отсюда следует, что начальная высота перигея орбит спутников Авангард должна равняться примерно 200 милям. Эта высота и была выбрана в качестве минимальной начальной высоты перигея. [c.86]

Посылка с поверхности Земли к Венере и Марсу небольших автоматизированных зондирующих ракет (искусственных комет). [c.209]

Рис. 6,48. Расположение планет в момент прибытия зондирующей ракеты к Марсу.

Анализ спуска и посадки на Венеру в настоящее время не может не носить спекулятивного характера. Прежде всего для этого нужно собрать необходимое количество информации относительно атмосферы Венеры, движения и характера поверхности планеты. Наиболее подходящим способом для этой цели явился бы запуск зондирующих ракет со спуском их на поверхность планеты, а также сателлоидов с высокоразрешающей радарной аппаратурой для исследования поверхности. [c.241]

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]

Посадка на планеты и их спутники. Посадка представляет собой заключительный этап межпланетного полета, хотя, вообще говоря, он не всегда имеет место (как, например, в задачах 5-й группы). Возможность осуществления успешной посадки субракеты и ее возвращения на корабль-носитель в сильной степени зависят от характеристик самой планеты. По-видимому, сравнительно наиболее просто можно сделать посадку на Марс. После выхода корабля на захватную орбиту, где допустим значительный разброс в высоте и эксцентриситете, выбирается более точная орбита, после чего с помощью включения тяги соответствующим образом изменяются высота и эксцентриситет захватной орбиты. В предшествующих разведывательных полетах должны быть собраны данные о характере поверхности планеты и о местах, наиболее удобных для приземления , с тем чтобы выяснить, следует ли перед спуском субракеты изменять плоскость орбиты корабля-носителя. Наибольшие затраты топлива потребуются для осуществления посадки в полярных районах планеты (так как захватная орбита, грубо говоря, лежит в плоскости эклиптики). Поэтому мы здесь обсудим возможность посадки в тропические или субтропические области Марса. Целый ряд сведений об атмосферной оболочке планеты и о характере ее сезонных изменений, а также о сезонных изменениях на поверхности может быть получен с помощью посылки зондирующих ракет и спутников, которые могут быть оставлены возле планеты предыдущими экспедициями. [c.239]

С 1954 г. в электронике произошли значительные изменения. На зондирующих ракетах, предназначенных для запуска к Луне, устанавливаются эффективные радиопередатчики с рабочей частотой 1000 Мгц. Все каскады, кроме последнего, выполняются на кристаллических триодах последний каскад Ьскоре также будет изготавливаться полупроводниковым. Крайне низкий коэффициент шумов различного рода квантовомеханических усилителей делает возможным эффективный прием на частотах более 2000 Мгц. Уже разрабатываются такие преобразователи солнечной энергии, которые позволят создавать передатчики мощностью 10—100 вт, работающие в ультра- и микроволновом диапазоне. Эти новые достижения определяют темпы развития электроники в настоящее время. Ко времени запусков межпланетных кораблей подобная аппаратура станет более доступной. Другое важное достижение космической связи состоит в использовании фазосинхронных приемников для повышения чувствительности и узкополосности на частотах от 100 до 20 ООО Мгц, Устройства, которые использовались лабораторией реактивной техники [c.611]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...