Скорость характеристическая (идеальная) ракеты

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]

Предположим, что для экспедиции на Луну используется шестиступенчатый ракетный комплекс, причем четыре ступени расходуются для вывода корабля на траекторию полета к Луне, а две — для посадки на Луну и старта с нее. Можно сказать и иначе (так обычно и говорят) ракета-носитель — четырехступенчатая, а космический корабль имеет две ракетные ступени. Пусть первые три ступени выводят космический корабль на промежуточную круговую орбиту спутника Земли, расположенную на высоте 200 км. Круговая скорость на этой высоте равна 7,8 км/с. Оценим величину гравитационных потерь скорости и потерь на сопротивление в 1,2 км/с, т. е, будем считать, что выход на орбиту потребовал характеристической скорости, равной 9 км/с. Каждая из использованных трех ступеней сообщила кораблю идеальную скорость 3 км/с. [c.271]

ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ - скорость, которую приобрела бы ракета-носитель в идеальном случае при отсутствии сил тяготения Земли, сопротивления атмосферы. [c.209]

Практическое равенство характеристической скорости (энергетической характеристики космической операции) и идеальной скорости (энергетической характеристики ракеты-носителя) приводит к тому, что оба эти термина часто употребляются наравне (один взамен другого). Но так будет не всегда. Когда в ракетнук [c.76]

Идеальная скорость о (1-12) представляет собой верхний предел достижимой скорости в идеальных условиях. В реальных условиях полета неизбежны потери скорости вследствие земного тяготения, аэродинамического сопротивления и некоторых других причин, о которых будет сказано позже. Сумма этих потерь может быть приближенно оценена заранее. Поэтому для каждой технической задачи, решение которой преследуется создаваемой ракетой, можно и заранее с достаточной точностью указать идеальную скорость, которая должна быть обеспечена надлежащим выбором параметров ракеты. Такая скорость называется характеристической и обозначается через Ох- Это — идеальнря скорость, которой должна обладать ракета, спроектированная для решения конкретной баллистической задачи. Так, например, для пуска ракеты с околоземной орбиты к Луне необходимо располагать характеристической скоростью Ох = 3200 м/сек. Для выведения спутника с поверхности Земли на низкую орбиту нужна характеристическая скорость около 9400 м/сек (фактическая скорость 7800 м/сек). Точное же значение Vx становится известным лишь после того, как ракета спроектирована. [c.28]

Динамическая часть задачи. В связи с указанным в п. 2,1 разделением полной вариационной проблемы на весовую и динамическую части, фундаментальное значение имеют решения задачи ракетодинамики оптимального движения с идеальным невесомым двигателем ограниченной тяги Р ( )- тах) обеспечиваюш ие минимум суммарного прираш е-ния характеристической скорости. Первы в работы по проблеме оптимизации в ракетодинамике относятся к 1946 г. Тогда А. Ю. Ишлинским было показано, что условие постоянства скорости реактивной струи эквивалентно гипотезе о том, что при отбрасывании реактивной струи освобождается кинетическая энергия, пропорциональная расходу массы 9 А. А. Космодемьянским и Д. Е. Охоцимским была подробно исследована задача оптимального подъема ракеты по вертикали на максимальную высоту. Эти исследования были далее развиты в работах В, В, Белецкого (1956), В. А, Егорова (1958), В. К. Исаева, А. И. Курьянова и В. В. Сонина (1964) и других. Суш ественным явилось онубликованное в 1957 г. Д. Е. Охоцимским и Т. М. Энеевым (и независимо от них Д. Ф. Лоуденом и Б. Д. Фрайдом) решение задачи об оптимальном выведении спутника на круговую орбиту. Был получен важный результат о том, что вдоль оптимальной траектории тангенс угла направления тяги ф является дробно-линейной функцией времени [c.273]

Гравитационные и аэродинамические потери на участке разгона для современных ракет-носителей обычно не превышают примерно 20% реально приобретаемой скорости — начальной скорости пассивного полета. Увеличив приобретаемую скорость на эту величину, мы найдем характеристическую скорость выведения на орбиту. Идеальная скорость проекгируемой ракеты-носителя должна быть равна характеристической скорости (плюс, строго говоря, очень малая величина, соответствующая небольшому запасу топлива на всякий случай ). [c.76]

Не следует смешивать ее с характеристической скоростью ракеты (иначе называемой скоростью Циолковского, или идеальной скоростью), представляющей собой интрграл от активного ускорения ракеты по времени. Прим, перев.) [c.294]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...