Скорость в конце характеристическая

Орбита спутника полностью определяется векторами его положения и скорости в конце участка вывода, т. е. в момент, когда он получает последний импульс от последней ступени ракеты-носителя. Если эта скорость в точности равна круговой скорости для данной высоты точки выхода и направлена строго горизонтально, то орбита спутника будет круговой. Если же какое-нибудь из этих условий не выполнено, то орбита будет эллиптической. Практически очень маловероятно, что эти условия будут выполнены. Например, если эта скорость будет меньше круговой, то орбитой будет эллипс, перигей которого (т. е. точка наибольшего приближения к земной поверхности) будет лежать ниже точки выхода на орбиту. Во избежание этого нужно, чтобы ракета-носитель обладала некоторым запасом располагаемой характеристической скорости для компенсации накапливающихся ошибок вывода и могла сообщить спутнику в конце концов требуемую скорость. В тех случаях, когда горизонтальная скорость спутника при выходе на орбиту превышает круговую, орбита будет также эллиптической, но с высотой апогея (точки наибольшего удаления от поверхности Земли) больше высоты точки выхода. [c.86]

На рис. 9.5 жирными линиями обозначены отрезки графиков, соответствующих разрывам, удовлетворяющим только общим условиям эволюционности (9.18) а) при начальной точке А и Ь) при начальной точке В. Концы эволюционных отрезков соответствуют точкам Жуге, где скорость разрыва совпадает с какой-нибудь из сторон разрыва с характеристической скоростью. Ветви ударной адиабаты в виде окружностей, проходящих через точки А и В, находятся на границе эволюционности, поскольку для соответствующих разрывов У = — 4 Дополнительные условия (9.19) требуют исключить из множества эволюционных участков отрезок А Е на рис. 9.5 а и отрезок ОЕ на рис. 9.5 Ь, соответствующие изменению знака г. [c.384]

Запас топлива для тормозной двигательной установки (ТДУ) должен содержаться на борту космического аппарата. Каков этот запас Рхли предположить, что характеристическая скорость торможения (скорость, которая гасится, плюс гравитационные потери) равна 3 км/с, а скорость истечения продуктов сгорания также равна 3 км/с, то согласно формуле Циолковского масса космического аппарата при начале торможения должна быть в 2,7 раза больше массы в конце торможения, т. е. топливо должно составлять 63% массы аппарата. [c.211]

Чтобы вычислить начальную массу ракеты-носителя или стартующего с околоземной орбиты межпланетного аппарата, нужно подсчитать необходимые суммарные характеристические скорости. При этом надо учесть гравитационные и аэродинамические потери скорости при старте с Земли и гравитационные — при посадке. Следуя некоторым работам, мы потери скорости при старте с Земли здесь и в дальнейшем будем оценивать в 1,6 км/с, т. е. примерно в 20% первой или 14% второй космической скорости (ср. данные о потерях при полетах кораблей Аполлон , приведенные в I гл. 3). Потери при посадке также будем оценивать в 14% планетоцентрической скорости освобождения г/ св. Остаются в силе соображения, высказывавшиеся в конце 5 гл. 10 об использовании орбиты ожидания. Именно поэтому мы и считаем потери одинаковыми независимо от того, используется ли при старте или посадке промежуточная орбита. [c.323]

Расчеты показали, что независимо от наклонения траектории перелета к плоскости движения Луны прямая вертикальная посадка возможна только в районе, ограниченном селеноцентрической широтой —11° ф 11,23° и селеноцентрической долготой 230° 5 >. 5 350° для времен перелета 1 сут 12 10 сут. Оптимальный маневр на траектории прямой вертикальной посадки состоит в одноразовом включении двигателя КА. Чтобы в конце непрерывного участка торможения двигателем скорость и высота над поверхностью Луны одновременно обратились в нуль, необходимо располагать двумя параметрами управления. Например, иметь возможность выбирать начальный момент включения двигателя и длительность его работы (за счет соответствующего запаса топлива). Такое сочетание позволяет реализовать посадку с наименьшими энергетическими затратами. В частности, для траектории перелета Земля — Луна длительностью 3,3 сут, когда начальная скорость в момент включения двигателя близка к 2550 м/с, величина потребной характеристической скорости КА составляет 2680—2850 м/с для начальных тяговооруженностей (отношение тяги к начальному весу КА на Земле) По = 0,5—2,0. При этом высота включения двигателя достигает 500—130 км, время его работы 400—100 с (при скорости истечения газов из сопла двигателя РУ = 3000—4500 м/с) [23]. На- [c.283]

Изменение расхода топлива в процессе полета в предположении постоянства удельного импульса и фиксированного времени работы двигательной установки не приводит к изменению характеристической скорости. Однако, если энерговооруженность выше и расход топлива больше на начальном этапе полета, то ракета будет двигаться с большим ускорением и, следовательно, высота полета в конце активного участка будет больше. [c.26]

В конце 1 настоящей главы было сказано, что для однородной несжимаемой жидкости в выражениях характеристической функции потока Р ), потенциальной функции ф и функции тока г з можно опускать постоянный множитель р и вести расчеты применительно к объемному дебиту Q и скорости фильтрации у, а не к массовым дебиту М и скорости фильтрации ру. Таким образом, например, формулы (1Х.12) для проекции массовой скорости фильтрации на оси [c.198]

Поправка Рэлея повышает порядок уравнения до четвертого, линии t X уже не служат характеристиками уравнения (13.7.2), поэтому распространение сильных разрывов вдоль характеристик теперь оказывается невозможным. Очевидно, что перемещение и не может быть разрывным, сильным разрывом в нашем случае будет разрыв деформации е — ди/дх или скорости V = du/dt. Вследствие линейности (13.7.2) и постоянства коэффициентов как деформация, так и скорость удовлетворяют тому же самому уравнению, поэтому в дальнейшем мы будем рассматривать это уравнение, в котором и заменено через v. Если граничное условие на конце, например, полубесконечного стержня задано как ступенчато изменяющаяся функция от времени, в плоскости х, t мы уже не получим разрывного решения, разрыв будет размываться. Заметим, что в уравнении (13.7.2) имеется малый параметр при старшей производной. Если длина волны L значительно больше, чем г, то дифференцирование по х эквивалентно по порядку делению на L, и безразмерный малый параметр (f/L) появляется явным и очевидным образом. Для исследования размытия фронтов мы поступим иным образом. Перейдем от переменных ж и к характеристическим переменным обычной задачи о продольных волнах [c.451]

Направление характеристических кривых для левого и правого концов канала показано на рис. 1.3. На некотором расстоянии от заглушенного торца скорость теплоносителя не равна нулю w(z, т) Ф О при О < г < L. Таким образом, к граничному условию в виде уравнения [c.19]

Из соотношения (2,25) следует, что мощность, подаваемая в линию с коротким замыканием или разомкнутую, равна нулю, так как вещественные части Zx или Yx равны нулю во всех точках. Таким образом, свойства электрической линии передачи без потерь определяются через приращения индуктивности и емкости на единицу длины и импеданс на конце. Входные воздействия могут вызывать волны, распространяющиеся в противоположных направлениях со скоростью с= l/V . Импеданс, соответствующий распространяющейся в любом направлении волне, представляет собой характеристический импеданс Zo = [c.34]

Возможность использования решэния задачи об отражении ударной волны от контактного разрыва лишь в области слева от сечения Хо при изменении условий справа от этого сечения в задаче об отражении волны от открытого конца трубы основана на том, что в двух последних случаях изменение условий справа от сечения не влияет на течение газа слева от него, поскольку все характеристические скорости в сечении х положительны ( = 0 в случае рис. 2.13.6, б) в первом же случае условие, соответствующее открытому концу трубы, удовлетворено. [c.217]

Возможное расположение эллипса Буз емана по отношению к сетке эпициклоид показано на рис. 120. Если эллипс, нанесенный на кусок прозрачного материала, совмеи,1еи своим центром О с центром окружностей, ограничивающих семейство эпициклоид, и так повернут, чтобы некоторая его точка А сов пала с заданной точкой (Я, 0) плоскости годографа, то большая полуось эллип са, образующая с вектором скорости угол а, укажет направление одной из характеристик (линий возмущения) в физической плоскости. Направление другой характеристики получим, если совместим с концом вектора скорости, т. е. точкой (Я, 0), точку А эллипса, служащую зеркальным отражением точки А эллипса относительно его больнюп оси. Такнм образом, пользуясь эллипсом Буземана, можем, зная величину и направление скорости в некоторой Точке физической плоскости, без дополнительных вычислений чисто графическим путем провести через нее два характеристических направления в этой (физической) плоскости. При этом меньшая полуось эллипса укажет сопряженные характеристические направления в плоскости годографа. [c.343]

В указанных работах эта задача рассматривалась для случая ограниченного по величине управляющего ускорения. Предполагалось, что управление производится с целью выдерживания заданных значений некоторых функционалов на траектории, например, координат в картинной плоскости плаяеты, а минимизируемым функционалом является величина суммарной характеристической скорости. Задача решалась разработанным в работах Д. Е. Охоцимского и Т. М. Энеева (1957) методом исследования вариации, который в данном случае позволил провести исследование свойств полученного оптимального режима управления до конца. [c.310]

С. А. Христианович (1947) произвел аппроксимацию функции модуля скорости, входяш,ей в преобразованные к характеристическим координатам в переменных годографа уравнения для ф и г , с помощью кусков парабол. Эта аппроксимация, по существу эквивалентная аппроксимации адиабаты, позволила свести уравнение для ф или дляг[)к уравнению Дарбу, причем к тому его типу, который в общем случае интегрируется до конца. Христианович дал решение основных краевых задач газодинамики с использованием этого уравнения. Аппроксимация, введенная Христиановичем, пригодна для скоростей, не слишком близких к скорости звука и не слишком больших по сравнению с ней в диапазоне чисел Маха от 1,05 до 3,5). [c.162]

В 2.1 было показано, что для линейных синусоидальных волн расширения адиабатическое приближение достаточно при радиальных частотах со, меньших примерно 10 сек для большинства металлов. Однако при (о— схз эффективный модуль расширения достигает своего изотермического значения и волны за -тухают. Характеристические скорости при аднайатнче-ском приближении, равны [(А,- -2 г)/ро1 = н ( 1/ро)Ч а для теплопроводной среды [(Я-[-2ц —роХ /т1)/роЗ / и (ц/ро) все значения приведены для линейных волн. Поскольку последние два значения не зависят от коэффициента теплопроводности к, отсюда следует, что дилатационная характеристическая скорость при к = = О не совпадает со скоростью, получаемой в пределе при /г—>0. В каком-то смысле, еще не до конца [c.127]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...