Ракета одноступенчатая

Фиг. 9-18. Баллистическая ракета одноступенчатая (ФАУ-2).

Рисунок 95 демонстрирует устройство пусковой системы и отдельные моменты запуска ракеты-зонда Ар-кас (США). Сама ракета одноступенчатая, ее длина — 2,5 м, калибр — 122 мм. При стартовом весе 35 кГ она забрасывает полезный груз (около 4,5 кГ) на высоту 40 кж. На рисунке слева показана ракета в стартовом положении, справа — в момент вылета из пусковой установки, которая представляет собой трубу, наглухо закрытую снизу. Чтобы эффективнее использовать образующиеся при сгорании ракетного топлива газы, промежуток между стенкой трубы и ракетой уплот- [c.123]

Однако ракеты с ядерной сило- вой установкой ввиду наличия на борту ядерного реактора и теплообменника имеют, по-видимому, большую величину конструктивного фактора, чем химические ракеты. В ядерной ракете одноступенчатая кон- струкция кажется более выгодной, потому что, как правило, нецелесообразно отбрасывать силовую установку (хотя отбрасывание топливных баков вполне возможно). По этим причинам нижние жирные кривые на рис. 8.30, соответствующие одноступенчатой конструкции при к = 0,1, представляются более реалистичными. [c.323]

Задача 1400. На активном участке траектории ракеты расходуется большое количество топлива на преодоление силы тяжести. Для исключения влияния силы тяжести в некоторых фантастических проектах предложено разгон одноступенчатой ракеты осуществлять по горизонтальным направляющим. Каковы должны быть длина L этих направляющих и число Циолковского, для того чтобы сообщить ракете параболическую скорость и= 11,2 клСкорость истечения газов считать постоянной и равной 2000 м/сек. Трением и сопротивлением воздуха пренебречь. Землю считать неподвижной. [c.511]

Уравнения движения центра масс одноступенчатой ракеты [c.123]

Ограничимся в дальнейшем простейшим случаем одноступенчатой ракеты или — по формулировке С. П. Королева )— нормальной баллистической схемы . [c.124]

В тех случаях, когда аппарат земля — земля является одноступенчатым без отделяющейся головной части, в схеме предусмотрено оперение, обеспечивающее надежную стабилизацию на пассивном участке траектории. На активном участке устойчивость и управление обеспечиваются газодинамическими органами. В некоторых случаях схема управляемой баллистической ракеты с отделяющейся головной частью также может иметь оперение. Оно предусматривается в том случае, если для стабилизации на траектории статически неустойчивой ракеты потребуются такие мощные газодинамические органы, которые практически невыполнимы. Оперение в хвостовой части ракеты обеспечит перемещение центра давления ближе к центру масс и повышение статической устойчивости. [c.129]

Выведите формулу Циолковского, поясните, почему нельзя достичь космических скоростей при помощи одноступенчатой ракеты. В чем состоит преимущество многоступенчатых ракет перед одноступенчатыми [c.130]

В настоящее время (40—70-е годы XX в.) механика тел переменной массы стала рабочим аппаратом инженеров конструкторских бюро, создающих ракеты различных классов и назначений. Уравнения Мещерского необходимы для исследования законов движения любой ракеты на активном (с работающим двигателем) участке ее полета. Следует указать, что для современных одноступенчатых ракет с большими дальностями полета (более 1000 км) уменьшение относительной массы ракеты на активном участке может достигать 8—12 раз и, конечно, дать точное описание движения такого объекта с помощью второго закона Ньютона нельзя. Ракетная техника утвердила уравнения Мещерского в качестве исходных и определяющих движение, а второй закон Ньютона стал относиться к одному из частных случаев механического движения, когда масса сохраняется постоянной. [c.27]

Изучение движения реактивных летательных аппаратов представляет большие трудности, так как во время движения вес реактивного аппарата значительно изменяется. Уже сейчас существуют одноступенчатые ракеты, у которых во время работы двигателя вес уменьшается в 10—12 раз. Изменение веса (массы) ракеты в процессе ее движения не позволяет использовать непосредственно те формулы и выводы, которые получены в классической (ньютоновской) механике, являющейся теоретической базой расчетов движения тел, вес которых постоянен во время движения. [c.82]

Детальные исследования прямолинейных движений ракет и расчеты скоростей истечения при сгорании различных топлив привели Циолковского к выводу, что достижение больших космических скоростей для одноступенчатой ракеты является очень трудной технической проблемой. Для того чтобы при известных и доступных топливах полезному грузу можно было сообщить космические скорости, Циолковский предложил в 1929 г. оригинальное решение проблемы. Он разработал теорию движения составных ракет, или ракетных поездов. На основании приведенных в его работах описаний можно утверждать что он предлагал к осуществлению два типа ракетных поездов. [c.90]

Рассмотрим в этом разделе также и задачу о движении многоступенчатых ракет [25, 160]. Конструктивные особенности этих аппаратов позволяют им достигать конечных скоростей, в несколько раз превышаюш их скорости одноступенчатых ракет при одинаковых параметрах двигательных установок. Пусть ракета состоит из п ступеней. Тогда обш ее отношение масс равно произведению отношений масс каждой ступени, а именно [c.96]

Как следует из приведенного расчета, получение космических скоростей с помощью одноступенчатой ракеты в настоящее время [c.262]

Из (12) следует, что w при m t) О, т.е. достаточно малой массе можно сообщить сколь угодно большую скорость. Теоретически это верно, однако практически это реализовать нельзя. Обозначим через сумму масс двигательной установки и баков, в которых первоначально заключено топливо. Эту массу технически невозможно отбросить со скоростью и . Поэтому при сжигании всего топлива, заключенного в баках ракеты, ее масса будет равна т . Отсюда получаем предельную скорость Wnp, которую можно достичь одноступенчатой ракетой [c.169]

Удельный импульс, обеспечиваемый выхлопным потоком газов одноступенчатой ракеты, составляет 320 сек. Может ли ракета достичь второй космической скорости, если на долю топливных баков и других конструктивных элементов приходится 6% ее полного стартового веса Время работы двигателя положите равным 150 сек. Сопротивление атмосферы в расчет не принимать. [c.79]

Обычно весь пороховой заряд одноступенчатой ракеты сгорает за 0,5—1,5 сек. В течение этого времени давление в камере поддерживается около 150—200 ата. Скорость истечения газов достигает 1600—1900 м/сек, а температура в камере — до 2000° С и более. В многоступенчатой ракете время горения пороха значительно больше и скорость полета в несколько раз выше одноступенчатой. [c.260]

Максимальная скорость, развиваемая одноступенчатыми ракетами, в настоящее время не превосходит 2000—2500 м/сек. А для того чтобы ракета оторвалась от земли, ей надо приобрести первую космическую скорость — около 8000 м/сек, причем вес топлива составляет не менее 96% от общего веса ракеты. [c.291]

Из теории реактивного движения известно, что максимальная скорость полета в безвоздушном пространстве одноступенчатой ракеты будет [c.292]

Рис 4. Зависимость относительной начальной массы Р (логарифмический масштаб) от скорости истечения ш для различных значений идеальной скорости к при ч=15 в случаях- а) трехступенчатой и б) одноступенчатой ракеты [1 5]. [c.33]

Из рис. 4, а и б [1.5], иллюстрирующих формулу (8) для случаев 5=15, п=3 и 5=15, п , видно, какую колоссальную выгоду дает увеличение скорости истечения ш. При очень больших скоростях истечения (до 100 км/с) становятся возможными такие операции в космосе, которые сейчас кажутся фантастическими. И они осуществляются с помощью одноступенчатых ракет, стартующих непосредственно с поверхности Земли Пояснительные надписи в правых частях рисунков будут обоснованы в третьей и четвертой частях книги [c.34]

В таблице 16 Приложения П приведены значения относительной начальной массы Р в зависимости от отношения и/ш и от числа п для значений 5, равных 15 и 20. Мы в дальнейшем будем часто обращаться к этой таблице, понимая под идеальной скоростью арифметическую сумму V скоростей, приобретаемых полезной нагрузкой на разных этапах полета с учетом потерь, — так называемую суммарную характеристическую скорость. Как видно из табл. 17, при малых значениях отношения идеальной скорости к скорости истечения (меньших примерно 1,5) многоступенчатая ракета не дает выигрыша по сравнению с одноступенчатой при величине отношения 1,5 преимущество двухступенчатой ракеты перед одноступенчатой очень невелико и дальнейшее увеличение числа ступеней вовсе ничего не дает. [c.34]

Описанным путем с помощью ракеты-носителя Титан-ЗВ — Центавр на орбиту вокруг Меркурия высотой 500 км может быть доставлена полезная нагрузка 270 кг через 300 сут после старта, если удельный импульс одноступенчатой тормозной химической установки равен 300 с, удельный импульс ЭРД 2500 с (при мощности 15 кВт). В случае удельного импульса ЭРД 3500—4000 с той же цели можно достичь с помощью ракеты Атлас — Центавр . Между тем доставка той же полезной нагрузки при двухступенчатой тормозной химической установке с прежним удельным импульсом потребовала бы ракеты Инт-20 (первая и третья ступени ракеты Сатурн-5 ). [c.400]

В соответствии с постановлением Правительства от 10 апреля 1954 года, разработка ракеты Р-5М была начата в ОКБ-1, которое возглавлял главный конструктор С.П. Королев. Максимальная дальность ракеты составляла 1200 км, что позволяло ей достигать различных целей на территории Европы. Эта система была первой БР с ядерным боевым оснащением. Она представляла собой одноступенчатую ракету на жидком топливе с моноблочной ГЧ и забрасываемым весом 1,35 тонны. [c.84]

Баллистическая ракета Р-ПФМ (аналог Р-ПМ) представляла собой одноступенчатую ракету с моноблочной неотделяемой головной частью и жидким топливом. Дальность ракеты составляла 150 км, масса - 5,45 тонн, забрасываемый вес - около 1 тонны. Комплекс Д-1 был передан на вооружение 20 февраля 1959 года и снят с вооружения в 1967 году. Боевое оснащение этого комплекса со временем модернизировалось. [c.106]

В 1955 году бьша начата разработка первой стратегической ракеты средней дальности Р-12, которая являлась первой ракетой, использовавшей хранение компонент топлива. Ракета Р-12 представляла собой одноступенчатую ракету с отделявшейся головной частью. Масса ракеты составляла [c.112]

В результате этих работ получилась одноступенчатая тактическая баллистическая ракета, имеющая следующие характеристики максимальная дальность полета ракеты — 270 километров, максимальная стартовая масса — 13,4 тонны, сухая масса ракеты — 4 тонны, масса головной части — 1 тонна, масса боевого заряда обычного взрывчатого вещества — 785 килограммов, длина ракеты — 14,6 метра, максимальный диаметр корпуса — 1,65 метра, система управления — автономная, инерциальная, способ старта — газодинамический, топливо — этиловый спирт и жидкий кислород. [c.399]

Из формулы Циолковского (31.9) следует, что при относительной скорости истечения газов (отбрасывания частиц тоилпва) Уд = 2 км/с и отношении начальной массы ракеты к ее конечной массе, равном Мо/М = 3,5, скорость ракеты равна 2,5 км/с. Расчеты показали, что для получения скорости полета искусственного спутника Земли 8 км/с, нужно либо добиться скорости истечения газов, равной 6,4 км/с, либо начальная масса ракеты должна быть в 45 раз больше конечной. Оба эти условия технически трудно осуществимы. Например, масса космического корабля Восток , как известно, была 5 т и, следовательно, для вывода этого корабля на орбиту потребовалась бы одноступенчатая ракета массы 225 т. [c.111]

В ноябре 1912 г. на заседании Французского физического общества сделал свой доклад по проблемам теоретической космонавтики Р. Эсно-Пельтри (доклад был опубликован в 1913 г. [12]). В работе был дан вывод уравнения движения ракеты (по существу, аналогичного уравнению Циолковского), сделан анализ энергетических затрат, необходимых для отрыва ракетного снаряда от Земли и совершения им перелета на Луну (с посадкой). Приняв максимальную перегрузку при разгоне ракеты равной 1,1 и очень низкое отношение масс одноступенчатой ракеты, Эсно-Пельт-ри получил очень высокую потребную скорость истечения, практически нереальную для химических топлив. В результате был сделан вывод, что перелет на Луну или планеты возможен лишь с использованием радия. [c.440]

Рассматривалось несколько концепций ЖРД, работаюпхих на двух горючих, применительно к одноступенчатой ракете-носителю многоразового использования. Ниже приведено краткое описание двух из них первой — замкнутой схемы [150] и второй — с использованием описанной выше кольцевой камеры сгорания с центральным телом [93]. [c.193]

Для пояснения метода изложения экстремальных задач ракето-динамики я расскажу о задаче Годдарда. Требуется для случая вертикального полета ракеты в поле силы тяжести Земли найти такой закон изменения массы одноступенчатой ракеты (иначе говоря, закон программирования реактивной силы), при котором высота подъема достигает наибольшей величины. Предполагается, что имеет место гипотеза Циолковского о постоянстве относительной скорости отбрасываемых частиц. [c.209]

Введем понятие субракеты. Под субракетой понимается совокупность работающей ступени, всех неработающих ступеней и полезного груза, причем для данной субракеты все неработающие ступени и полезный груз являются полезным грузом , т. е. каждая субракета рассчитывается как одноступенчатая ракета. На рис. 11.2 указана нумерация ступеней и субракет. [c.262]

Так как для хранения первоначальной массы топлива всегда необходима пропорциональная масса баков, то существует предел отношения гпо1т . В лучших современных ракетах эта величина не превосходит 7- -9. Это чисто техническое ограничение (теоретически можно было предположить, что материал, из которого сделана конструкция баков, имеет сколь угодно малую массу) порождает предел кажущейся скорости, которую можно достичь одноступенчатой ракетой. [c.170]

Дальность полета пороховых одноступенчатых ракет не превосходила 10—12 км, а максимальная скорость — 300 м1сек. Современные ракеты имеют скорость и дальность полета значительно выше. [c.260]

Конструкция одноступенчатой ракеты 1— боевой заряд или аппаратура для науч-iibix исследований 2 — отсек с приборами упраилеиия полетом 3 и 4 — баки для горючего и окислите-,1Ш 5 реактивный двигатель с газовыми и нозд. рулями и [c.333]

Допустим, необходимое для одноступенчатой ракеты число Циолковского оказалось технически нереальным. Построим многоступенчатую ракету. Для достижения суммарной идеальной скорости V каждая ступень должна будет сообщить полезной нагрузке скорость ь п (если число ступеней равно п). Следовательно, число Циолковского для каждой субракеты будет [c.31]

Решение о строительстве первых атомных подводных лодок с баллистическими ракетами было принято 26 августа 1956 года. Первая АПЛ (К-19) проекта 658 была заложена 17 октября 1958 года и была построена 12 ноября 1960 года. Разрабатывалась эта АПЛ в ЦКБ-18 под руководством главного конструктора С.П. Ковалева. Боевым оснащением первых АПЛ были БР Р-13 (комплекс Д-2) разработки СКБ 385 под руководством главного конструктора В.П. Макеева. Начало разработки определялось постановлением Правительства от 25 августа 1955 года, а задачей разработки было существенное увеличение дальности БРПЛ по сравнению с Р-П ФМ, с тем, чтобы можно было поразить цели в глубине территории противника. Р-13 представляла собой одноступенчатую ракету с моноблочной отделяющейся боевой частью, жидким топливом, массой 13,7 тонн, забрасываемым весом 1,6 тонны и дальностью 600 км. 13 октября 1961 года комплекс Д-2 был принят на вооружение, и тем самым была решена третья задача создания стратегических средств доставки ядерного оружия СССР. [c.108]

Redstone представляла собой одноступенчатую баллистическую ракету на жидком криогенном топливе с массой 27,8 тонн, длиной 21,1 м и диаметром 1,8 м. Ее дальность составляла 325 км, и ракета была оснащена термоядерной боеголовкой W39 с энерговыделепием 3,8 Мт масса боеголовки составляла 2,9 тонн. Точность ракеты определялась КВО в 300 м. [c.174]

Обсуждалось несколько различных вариантов летательных аппаратов, которые можно бьшо использовать в качестве средства доставки боезаряда на дальние расстояния. Пытаясь определить потенциальные возможности крьшатых ракет, главный конструктор поручил своему коллективу проработку, помимо баллистического варианта БН , двух вариантов крылатой ракеты. О достоинствах и недостатках крылатых ракет Королев знал не понаслышке, ведь фактически он начинал с них, работая в ГИРДе. Однако и тут свою роль сыграл немецкий опыт неудачи, преследовавшие немецких конструкторов при испытаниях и боевом применении Фау-1 , о которых Королев бьш наслышан в Германии, побудили главного конструктора более осторожно подойти к старой теме. Бьшо решено проработать эскизные проекты двух подвариантов экспериментальной крьшатой ракеты (ЭКР) — одноступенчатой ( КН ) и составной ( КС ). [c.404]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...