Скорость в конце активного участка

Скорость в конце активного участка [c.89]

Так, например, если необходимо в 2 раза увеличить скорость в конце активного участка для ракеты ФАУ-2, имеющей отношение начального веса к весу пустой (без горючего) ракеты, приблизительно равным 3, то можно идти двумя путями [c.87]

При решении проблемы баллистических возможностей простых и составных ракет при полете на дальние расстояния важным теоретическим и практическим этапом того времени явились также работы по расчетам летных характеристик ракет, для получения высоких конечных скоростей в конце активного участка, снижения веса конструкции и т.д. [c.83]

Найдем уравнение орбиты (3.12) относительно скорости Ур (скорости в конце активного участка) и угла запуска Лля этого воспользуемся равенствами [c.88]

Рассмотрим задачу об оптимальном разбиении составной конструкции для получения максимальной скорости в конце активного участка. [c.87]

Интересно отметить, что оптимальный режим при г )о = 0 реализуется тогда, когда ускорение, сообщаемое реактивной силой, ровно в два раза больше ускорения силы тяжести. Скорость в конце активного участка определяется по формуле [c.35]

Двухступенчатая ракета несет полезный груз шо- Рабочее тело массы М находится в цилиндрических баках, причем на 1 кг рабочего тела приходится к кг стенок баков. Как следует распределить массу рабочего тела между ступенями, чтобы ракета имела наибольшую скорость в конце активного участка Скорость истечения газов считать постоянной и равной действием внешних сил пренебречь. Принять, что отработавшая ступень отделяется с нулевой относительной скоростью. [c.88]

Скорость в конце активного участка в два или более раз меньше идеальной [c.52]

Так как запас топлива в ракете ограничен, то процесс выбрасывания частиц продолжается в течение конечного промежутка времени иа участке траектории, называемом активным. Определим скорость в конце активного участка. [c.141]

Обозначим т массу топлива и /И, массу ракеты, т. е. Мо = М + т. Тогда для скорости в конце активного участка при начальной Уо = О получим следующее выражение [c.141]

Траектория движения РП на активном участке выбирается в соответствии с задачей выведения КА на заданную орбиту — получения требуемых параметров движения (координат и составляющих скорости) в конце активного участка. [c.59]

Если предположить, что потери на управление и преодоление силы аэродинамического сопротивления пренебрежимо малы, а удельный импульс постоянен, то скорость в конце активного участка полета ракеты может быть определена по формуле [c.25]

Из уравнения (1.24) следует, что критерий / равносилен скорости в конце активного участка траектории, так как они зависят от одних и тех же величин /у и д.к. В пределе, когда ц. —>оо, I —> [c.22]

В предельном случае, при выходе на спутниковую орбиту, угол г ) становится равным нулю. На рис. 1,8 показана зависимость максимальной дальности и оптимального угла наклона от скорости в конце активного участка, найденная при помощи уравнений (1.20) и (1.22). [c.23]

Вращение Земли при расчете дальности полета баллистической ракеты можно учесть, если считать, что скорость Уьо, входящая в уравнения (1.20) и (1.21), есть векторная сумма относительной скорости в конце активного участка и линейной скорости вращения точки старта. К полученной таким образом дальности необходимо добавить векторно то [c.23]

Из соотношений, полученных в предыдущем параграфе, видно, что скорость в конце активного участка и дальность (вертикальная или горизонтальная) полета ракеты зависят от 1) удельного импульса, или эффективной скорости истечения 2) от отношения начальной и конечной масс ракеты и 3) от времени выгорания топлива, или от тяговооруженности. На основе уравнений (1.15), (1.16) и (1.17), а также при помощи графиков, представленных на рис. 1.6 и 1.7, можно сделать ряд важных выводов относительно влияния этих параметров на летные характеристики ракеты. [c.23]

В 1.3 было показано, что влияние аэродинамического сопротивления на летные характеристики ракеты ослабевает при увеличении размеров ракеты, так что, чем больше ракета, тем меньше потери скорости в конце. активного участка, вызванные сопротивлением. [c.26]

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]

Рис, 1.1 ь. Влияние силы сопротивления на величину скорости в конце активного участка при вертикальном полете. [c.28]

Значения скорости в конце активного участка для четырех типов одноступенчатых ракет (на различных топливах) при вертикальном и горизонтальном движении (тяговооруженность=2, угол 0=180°) [c.30]

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]

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]

Таким образом, для достижения космическим кораблем в конце активного участка пути возможно больших скоростей выгоднее увеличив,ать относительную скорость Иг, отбрасываемых частиц, чем увеличивать относительный запас топлива /По/т в начале и конце указанного пути. [c.168]

Из формулы Циолковского следует, что скорость ракеты в конце активного участка зависит 1) от начальной скорости ракеты о , 2) от [c.597]

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]

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]

Это означает, что при заданной скорости в конце активного участка, которая определяется в основном энергетическими и весовыми показателями ракеты, максимальная дальность будет получена в том случае, если угол наклона траектории к местному горизонту дл в момент выключения двигателя соответствует найденному значению угла Ол опт. При пусках на малые дальности, т. е. при малой скорости, 1 0лопт= 1, и максимальная дальность достигается при угле бросания, близком к 45°. С увеличением скорости угол 4 опт уменьшается и при дальности, скажем, 4500 км уже составляет величину порядка 35°. [c.328]

Для второй ступени ракеты-но сите л я Satum V можно установить, что меньший удельный импульс обеспечивает максимум конечной скорости в случае вертикального полета, так как большая тяга и меньшая продолжительность активного участка позволяют уменьшить гравитационные потери, но при горизонтальном полете член, характеризующий гравитационные потери, равен нулю, независимо от времени работы двигателей, и в этом случае желателен более высокий удельный импульс. Таким образом для какого-то промежуточного значения угла между О и 90° скорость в конце активного участка не зависит от величины удельного имлульса. Это значение можно определить по формуле граничные значения линейных функций удельного импульса и секундного расхода. [c.25]

Б конечном итоге необходимо обеспечить максиь м веса полезной нагрузки, а не скорости в конце активного участка траектории полета. [c.26]

В момент времени То +142 ч 03 мин 07 сек, на 2 мая позже расчетного времени, взлетная ступень стартовала с поверхности Луны. ЖРД проработал на 1,5 сек дольше расчетного времени и скорость в конце активного участка траектории была 1680 м/сек на 10 м/сек больше расчетной. Стыковка с основным блоком была успешно выполнена через 3 ч 32 мин 25 сек после старта с Луны. Ч. Конрад и А. Бин возвратились в командный отсек, захватив контейнеры с образцами лунных пород, снятое с Surveyor-3 оборудование и фотопленки. В момент времени То +148 ч 04 мин 30 сек основной блок отделился от взлетной ступени, и отошел на безопасное расстояние. [c.161]

Главная цель этого влементарного анализа — показать, что для каждого определенного назначения ракеты существует свое оптимальное топливо. Точно так же в случае многоступенчатой ракеты имеется оптимальное топливо для каждой ее ступени, необязательно одно и то же для всех ступеней. Вьибор оптимального топлива определяется полезной нагрузкой, дальностью полета, скоростью в конце активного участка полета, а также химической кинетикой и эксплуатационными свойствами топлива. [c.598]

Ри 1.6. лияние тяговооруженности на скорость в конце активного участка при вертикальном подъеме ракеты в пустоте. [c.21]

Рис. 1.8. Зависимость максимальной дальности полета над сферической невращающейся Землей и оптимального угла наклона траектории ф от величины скорости в конце активного участка У]эо.

Баллистическая дальность полета в вакууме над сферической невращающейся Землей при любой данной скорости в конце активного участка и оптимальном угле наклона траектории к плоскости горизонта в тот же момент дается соотношением (см. гл. 2) [c.506]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...