Старт Испытания

Кратковременные испытания не характеризуют в полной мере свойство металлов и сплавов при высоких температурах, а дают лишь приближенные представления о их жаропрочности. На основании кратковременных испытаний на растяжение можно получить лишь представление о способности исследуемого материала к горячей обработке давлением (ковке, штамповке, прокатке), а также о поведении материала деталей в начальный период их работы, например, в реактивном двигателе при старте самолета или космического корабля. [c.105]

Второй период соответствует рулению самолета до исполнительного старта (работа тормозами и поворотом переднего колеса). В реальных условиях этот период длится 6 мин — при испытаниях 75 сек — Количество включений насоса 25. [c.150]

В связи с тем что на различных участках полета и наземной эксплуатации На ракету действуют силы, меняющиеся во времени, испытания опытных образцов включают в себя эксперименты при дина-мическом нагружении. Это касается прежде всего случаев старта, разделения ступеней, транспортировки на земле отдельных агрегатов и блоков. Проводят испытания как натурных конструкций, так и динамически подобных моделей. Проверяют не только работу механических систем (замков, разъемных соединений и др.), но и прочность отдельных элементов конструкции при динамическом нагружении. [c.290]

На межзеренных хрупких изломах помимо вытянутости зерен, проявляются и другие особенности вторичной структуры границ. Так, на изломах ВП образцов из катаных полуфабрикатов может присутствовать почти периодическая бороздчатость. Ее внешний вид не зависит от способа разрушения [КР рис. 6.021), ударное разрушение при —196 °С рис. 6.022)] и направления роста трещины [ВП рис. 6.022, а) или ВД рис. 6.022, б). Известны попытки представления квазипериодической бороздчатости рис. 6.021, 6.022) как результата последовательных остановок и стартов трещин при их прерывистом росте при испытаниях на КР в атмосфере со 100 %-ной относительной влажностью [6.14]. [c.239]

Р — раскрытие трещины v (рис. 39). Для построения таких диаграмм образец — пластину из данного материала, ослабленную трещиной,— нагружают сосредоточенными силами Р (рис. 39). В процессе нагружения для каждого значения нагрузки Р измеряют нормальное перемещение v берегов трещины на линии действия нагрузки и записывают диаграмму Р — v (рис. 40, кривая 1) Пусть в процессе такого нагружения первоначальная длина трещины увеличилась на А1 или 2А1 (см. рис. 39) и остановилась После этого образец разгружают (уменьшают нагрузку Р) и записывают кривую Р — V (рис. 40, кривая 2). При этом необходимо иметь в виду, что при испытании квазихрупких материалов (металлов) продвижение трещины сопровождается локальными пластическими деформациями, в результате чего возникают неровности на поверхности разрушения, которые препятствуют полному упругому смыканию берегов трещины после разгрузки образца. В таком случае при записи диаграммы нагрузка — раскрытие трещины каретка самописца не возвращается в исходное положение при снятии с образца нагрузки. Это характеризуется некоторым остаточным раскрытием (см. рис. 39, 0Q). Для исключения этого явления при использовании прямого способа определения величины у предлагается следующее после фиксации прироста длины трещины на М (или 2AZ) и разгрузки образца надо установить каретку самописца в исходное положение и произвести повторную нагрузку того же образца с записью кривой нагрузка — раскрытие трещины для трещины длиною I + AZ или 2 (Z + М) до момента очередного старта трещины (рис. 40, кривая 3). Заштрихованная площадь диаграмм (см. рис. 39, 40), заключенная между кривыми [c.129]

Технический комплекс — это часть специально оборудованной территории космодрома с размещенными на ней зданиями и сооружениями, оснащенными специальным технологическим оборудованием и общетехническими системами. Оборудование технического комплекса позволяет обеспечить прием, сборку, испытание и хранение ракетно-космической техники, а также заправку компонентами топлива и сжатыми газами космических аппаратов и разгонных блоков, их стыковку с ракетами-носителями и транспортировку собранного комплекса на старт. Структурная схема технического комплекса представлена на рис. 3. [c.8]

К сентябрю 1947 г. промышленностью были подготовлены к испытаниям около тридцати баллистических ракет и комплекс наземного оборудования, а 18 октября 1947 г. с этого полигона стартовала первая в нашей стране ракета дальнего действия. [c.20]

Сложной и ответственной работой стартовой команды руководил тридцатилетний Леонид Александрович Воскресенский — впоследствии крупнейший ученый в области ракетной техники, заместитель С.П. Королева по испытаниям. Именем этого человека назван один из кратеров на Луне. Именно он, проявив высочайшее мужество и профессионализм, бросился после команды Ключ на стрельбу к стоящей на старте первой экспериментальной баллистической ракете дальнего действия для выяснения и устранения неисправности при [c.21]

Фиксированный. Все работы со ступенями ракет, доставленными с завода (проверка, иногда огневые предполетные испытания ступеней), а также сборка и проверка ракеты-носителя проводятся на стартовой позиции (СП). Реализация этого метода требует сравнительно небольших затрат в обеспечении пускового минимума, однако частота запусков с такой СП также невелика. Кроме того, взрыв изделия на старте может привести к срыву программы пусков и необходимости значительных материальных затрат на восстановление. [c.73]

Центр управления запусками расположен рядом со зданием вертикальной сборки и соединен с ним крытым переходом. Здание трехэтажное, длиной 114 м и шириной 46 м. На первом этаже Центра расположены административно-хозяйственные помещения, на втором — измерительное, проверочное и телеметрическое оборудование, на третьем — четыре поста управления, позволяющие обслуживать одновременно четыре ракеты-носителя от момента сборки до запуска (каждый из постов занимает помещение размером 42,7 х X 24 м). В этом помещении находятся около 450 пультов, с помощью которых осуществляются проверка и запуск ракеты-носителя с космическим аппаратом. Центр соединен с подвижной стартовой платформой многоканальной системой цифровой связи, которая функционирует вне зависимости от местонахождения платформы. Стартовая платформа (подвижной элемент СК) является местом сборки и запуска ракеты-носителя. Полностью собранная и испытанная ракетно-космическая система доставляется на старт в вертикальном положении вместе со стартовой платформой и кабель-заправочной башней на специальном гусеничном транспортере. [c.75]

Дж. Считают, что каждая такая станция с рентгеновскими лазерами может вывести из строя на расстоянии в 500 км от 10 до 100 МБР через несколько минут после их старта. Поскольку, как заявляют авторы проекта, способов защиты от рентгеновских лазеров с ядер-ной накачкой пока не найдено (а его поражающий эффект основан на ударно-импульсном воздействии)., то этим работам отдается предпочтение. Это вызвано еще и тем, что такая станция не нуждается в исключительно дорогостоящей и сложной оптической системе. Испытание рентгеновского лазера было выполнено 14 ноября 1980 года в подземной шахте в пустыне штата Невада впервые, а уже в 1983 году появилось сообщение, что при новых испытаниях была получена мощность от рентгеновского лазера в 400 ТВт. Лазерное оружие однако имеет свои недостатки при воздействии на ракетно-космическую технику. Так, сообщают, что для поражения топливных баков МБР с жидкостными двигателями, сделанными из алюминиевого сплава, необходимо [c.175]

IV этап — бросковые испытания (с целью проверки работоспо- Щ собности ЖРД) при старте и во взаимодействии со стартовым устройством [c.32]

Минимальной воздушной скоростью, имея которую самолет еще может выдерживать высоту, является воздушная скорость, соответствующая значению в точке пересечения кривых потребной и располагаемой тяг в области малых скоростей. Для определения изменения потребной тяги и располагаемой тяги (разгон на постоянной высоте) в зависимости от воздушной скорости применяются стандартные методы летных испытаний. Как правило, минимальная конечная воздушная скорость катапультного старта, получаемая в палубных испытаниях, по крайней мере на 4 уз (7,4 км/ч) больше воздушной скорости в точке пересечения кривых потребной и располагаемой тяг и, видимо, в большой степени зависит от характера протекания характеристик потребной тяги по воздушной скорости. Для иллюстрации на рис. 3.5 представлены две совершенно разные кривые потребной тяги — самолет 1 с довольно высоким отрицательным градиентом потребной тяги при малых воздушных скоростях и самолет 2 со сравнительно меньшим отрицательным градиентом. Минимальная воздушная скорость, получаемая на самолете 1, будет вероятнее всего более чем на 7 км/ч выше воздушной скорости, потребной для выдерживания высоты, поскольку любое чрезмерное увеличение угла тангажа (излишний [c.174]

Одним из важнейших - факторов является поворот самолета для подъема носа, потребный после старта. Если угол тангажа самолета во время старта значительно меньше угла, определяемого любым из рассмотренных выше факторов, то создается недостаток подъемной силы в течение периода времени, потребного для перевода самолета на больший угол. Недостаток подъемной силы заставляет самолет проваливаться после схода с обреза палубы авианосца, пока не будет создано достаточное направленное вверх вертикальное ускорение для выхода его в горизонтальный полет. Для данной конечной воздушной скорости катапультного старта длина участка, на котором происходит просадка, изменяется в зависимости от времени, потребного для подъема носа, среднего недостатка подъемной силы в процессе поворота самолета и запасов подъемной силы и располагаемой тяги в конечном положении самолета. Длину участка, на котором происходит просадка, как функцию потребного поворота самолета для подъема носа нельзя определить с достаточной точностью во время береговых катапультных стартов вследствие ярко выраженного влияния земли на характеристики поворота самолета для подъема носа. Для более точного определения потребного поворота самолета для подъема носа и его взаимосвязи с другими факторами, определяющими минимальную конечную воздушную скорость катапультного старта, до палубных испытаний посредством моделирования на ЭВМ проводится динамический анализ характеристик катапультного взлета. Моделирование основано на уравнениях движения, включающих и тот вклад, который дает энергия, накопленная носовой и основной стойкой шасси в процессе старта. [c.176]

Еще Одним важным аспектом операций катапультного старта с авианосца, заслуживающим рассмотрения, является различие между испытательными и эксплуатационными условиями. Для учета этих различий из опыта испытаний и эксплуатации было установлено, что вообще в условиях эксплуатации катапультные старты следует выполнять при скорости, на 18,5—28 км/ч (10—15 уз) превышающей минимально допустимую конечную воздушную скорость катапультного старта, определенную вышеуказанными критериями. Однако существуют эксплуатационные условия, при которых невозможно обеспечить стандартный запас воздушной скорости 18—28 км/ч (10—15 уз) и командир экипажа самолета должен принимать решение относительно того, насколько близко к определенной в испытаниях минимальной воздушной скорости следует выполнять катапультный старт. Например, самолет А-4Е массой [c.178]

Из того же выпуска Правды любой заинтересованный читатель мог узнать, что в скором времени ожидаются испытания пилотируемого варианта крылатой ракеты-носителя Буран , разрабатываемого под руководством Владимира Мясищева. Эта ракета сможет не только доставлять самолет-спутник в выбранную точку старта, но и под управлением опытного пилота возвращаться к космодрому приписки , совершая мягкую посадку. По утверждению газеты, ракета-носитель Буран будет использоваться многократно , что позволит ей до истечения срока эксплуатации вывести на околоземную орбиту не менее ста спутников [c.12]

Для ускорения летных испытаний двигателей с тягой до 300 килограммов и проверки способов старта и управле- [c.246]

Позднее под его руководством бьша разработана оригинальная методика испытания ракет, для чего построили специальные стенды и приспособления. Так, Королев и его помощники впервые применили старт ракеты с катапульты. [c.266]

Каждая ракета собиралась из только что испытанных деталей непосредственно накануне пуска, так как немцы предупредили своих американских коллег, что надежность работы ракет резко ухудшалась, если полностью собранные ракеты хранились на складе в течение более или менее продолжительного времени. В дальнейшем на полигоне стало правилом не запускать ракету, собранную более чем за 72 часа до старта. [c.350]

Анализ субкритического развития трещины начинается с определения момента ее старта, который контролируется параметром Ji . Существуют различные методы испытаний для определения he. Прямые методы разности потенциалов, разгрузки, акустической эмиссии позволяют с помощью одного образца непосредственно фиксировать момент старта трещины и величину бхс, далее посредством пересчета определять he [134, 135, 219]. Недостатки этих методов заключаются в том, что приходится использовать довольно сложное оборудование кроме того, имеются материалы, у которых трудно дифференцировать изменение податливости образца, обусловленное текучестью или стартом трещины [13. Косвенные методы (испытания по ГОСТ 25.508—85 [143], ASTM Е399—74 [419], методы Гриффитса [330], Бигли—Лэндеса [350]) определения he требуют испытаний нескольких образцов с различными уровнями нагружения. В результате этих испытаний строится /н-кривая. Далее путем графических построений определяется величина he. [c.260]

Вместе с тем 0-сплав, в котором 0-фаза стабилизирована повышенным содержанием ванадия (3 % А1, 30 % V), не растрескивается независимо от уровня действующих напряжений, наличия концентраторов и ужесточения условий испытания. Вязкость разрушения в коррозионной среде у этого сплава достигает 155 МПакак при расчете по интенсивности напряжений при старте трещины, так и по интенсивности напряжений при торможении движущейся трещины. Аналогично ведут себя 0-сплавы, стабилизированные ванадием, молибденом, ниобием, танталом. В них 0-фаза гомогенна, не содержит сегрегатов, отличающихся по потенциалу от матрицы, и совершенно не склонна к коррозионному растрескиванию. Соответственно веДут себя и (а+ 0)-сплавы, легированные различными элементами. [c.73]

Выполненные в ГосНИИГА летные испытания с имитацией всех фаз нагружения гидроцилиндров за полет в процессе функционирования тормозных щитков, с тензометрированием агрегата на всех этапах работы системы механизации показали, что в пересчете на внутреннюю стенку (расчеты выполнены В. Королевым), где стартует трещина, эквивалентное растягивающее напряже- [c.759]

Старт-стоганый лентопротяжный механизм для пульта записи программ создан на базе лентопротяжного механизма ЛПМ с использованием в качестве ведущего щагового двигателя ШД-4. Управление шаговым двигателем осуществляется от генератора ручного управления 1 с помощью узла распределения 2, согласующих усилителей 3 и усилителей мощности 4 (рис. 3). Так как частота управляющих импульсов не должна иметь мгновенных девиаций, превышающих приемистость двигателя, принята частота управляющих импульсов 800 герц. Выбег программоносителя при останове, как показали испытания, не превышал 0,1 мм. [c.387]

Моменту i старта трещины предшествует момент О начала рас1фытия ее берегов вблизи линии фронта и момент е начала пластического затупления кончика трещины. Для идентификации этих условных моментов в кратковременных или длительных статич1еских испытаниях обычно регистрируют даазрамму (нагрузка Р, нормальная к линии трещины, -относительное смещение V берегов последней) и с помощью того или иного метода убеждаются в отсутствии физических приростов трещины вплоть до момента /. По диаграмме Р- устанавливают значения нагрузки Р и смещения V в указанные моменты и вычисляют соответствующие им величины параметра К. Последние позволяют рассчитать уровни нагрузки Р в моменты О, е и I при наличии стационарной трещины произвольных размеров. [c.286]

Основной проблемой при определении вязкости разрушеьшя в криогенных условиях является фиксация старта трещины. Высокие пластические свойства материалов обусловливают значительное развитие пластической деформации, а криогенные температуры затрудняют проведение испытаний. Для этой цели предлагается использовать метод акустической эмиссии, основьшаясь на том, что рост трещины сопровождается ультразвуковыми колебаниями частотой около 1 МГц. Акустический сшпал от развивающейся трепщны примерно на порядок превьш1ает сигналы от пластической деформации. [c.62]

Опыты проводили [100] на образцах (пластинах) размером 180 X 100 X 3 мм. Пластины подвергали закалке при температуре 820° С в масле, а затем отпуску при температуре 180° С. Образцы имели твердость (57—60) HR . Термообработанные пластины шлифовали с двух сторон до толщины 1,6—2,75 мм. Исходную трещину у дна концентратора создавали локальным охрупчиванием материала путем наводороживания 20%-ным водным раствором серной кислоты, а затем нагрун<али на разрывной машине до появления трещины. Испытания проводили на разрывной машине, оборудованной тензорезисторным силоизмерителем и оптической приставкой. Для измерения длины распространяющейся трещины на поверхность образца в окрестности трещины прикрепляли пленочную (25 мм) шкалу с ценой деления 0,05 мм. Описанная методика позволяла надежно фиксировать момент старта трещины 1 при нагрузке и измерять общую длину трещины. Указанная схема нагружения позволяла проводить 15—20 измерений на участке прироста длины трещины AZ ягз 15 мм. [c.160]

В одном из пролетов монтажно-испытательного корпуса полностью собранная и испытанная ракета-носитель встречается для стыковки с орбитальным кораблем Буран , полностью проверенным и прошедшим огневые испытания на контрольно-испытательном комплексе. Состыкованный комплекс со сборочного стенда перекладывается на установщик и транспортируется в МЗК, где производятся установка пиросредств и заправка орбитального корабля всеми компонентами топлива и газа (за исключением криогенных, которые подаются в топливные баки корабля на старте). Все операции с ракетой-носителем и орбитальным кораблем в МЗК осуществляются на установщике без каких-либо перегрузок. [c.53]

Схема испытания образца ДКБ, в которой нагружение в условиях фиксируемых смещений осуществляется посредством винта, ввинчиваемого в одно из плеч образца ДКБ и опирающегося на шариковую опору на другом плече, рассмотрена в работе Маркочев б. М., Краев А. Г., Бобринский А. П., Гольцев В. Ю., Самсонов В. С. Исследование вязкости разрушения корпусной стали 12Х2МФА по моменту старта и остановки трещины при неизотермических условиях испытаний. — В сб. Физика и механика деформации и разрушения. Вып. 4 М. Атомиздат, 1977, с. 41— 47, — Прим. ред. [c.46]

Возможности для измерения Кш на образцах, показанных на рис. 2, ограничены появлением больших пластических деформаций в образцах всех типов, которые проанализированы в данной статье. Поэтому размеры образцов должны оставаться большими по сравнению с размером пластической зоны у конца трещины, который является функцией (Kq/oy) , где Kq — коэффициент интенсивности напряжений в начале процесса старт — остановка трещины и oy — статический предел текучести материала, окружающего конец исходного надреза или трещины. Величина Kq может быть примерно на 10- 30% выше, чем Кш, что определяется требованиями на длину скачка трещины. В табл. 1 приведены оцёнки максимальных значений Kq, которые могут быть получены на различных образцах, имеющих предел текучести сту 500 МПа, характерный для стали А533В, используемой для изготовления корпусов ядерных реакторов. Так как для корпусов ядерных реакторов практический интерес представляют ве,-личины Кш 150 МПа-м 2 [6], то образцы для испытаний на остановку трещины позволяют получить Kq 200 МПа м 2 табл. I следует, что это может быть достигнуто только на обычных образцах чрезвычайно больших размеров (например, на компактных образцах размерами 600 мм X 20 мм). [c.48]

Рис. 8, Поверхности изломов и зависимости длина трещины — время для образцов из стали А533В. а — образец D-2, температура испытаний—12 °С Kq = 84МН/м /2, /(io = 64 МН/м /г б — образец D-3, температура испытаний — 12 С, Кч = 76 МН/м Kia = 62 МН/мЧ ТИП = -12 С. / - старт трещины 2 — конец фразы быстрого распространения 3 — остановка трещины.

Рис. 9. Поверхности изломов и зависимости длина трещины — время для двух образцов (1 и 2) из стали AISI4340, испытанных при температуре —18 С. I — старт трещины 2 — конец фазы быстрого распространения.

Рис. 15. Поверхность излома и зависимости длина трещины — время для образца F-3 из стали А533В, испытанного при —12 С Д", = 101 МН/мЧ Кы — 65 МН/м . о — решет чатый датчик х — тензодатчи-ки сдвиговой деформации / — старт трещины 2 — конец фазы быстрого распространения 3 — остановка.

Осциллограмма на рис. 3,6 иллюстрирует явление, которое наблюдается регулярно при испытаниях сталей, используемых для изготовления сосудов давления, но не имеет места при испытаниях некоторых других материалов, например на образцах, моделирующих адгезионное соединение. Когда трещина продвигается последовательными скачками и оста-новками, то нагрузки, соответствующие старту и остановке трещины, постепенно возрастают. Так как длина трещины для рассматриваемого образца не является расчетной величиной, то это означает также постепенное увеличение Kq и Ка. Не удивительно, что Kq, измеренное для остановившейся трещины с шероховатыми поверхностями, больше, чем для гладкой усталостной трещины, однако продолжающееся увеличенц [c.207]

Рис, 11, Анализ процесса старт — остановка трещины в сосудах, испытанных на термический удар в ORNL. Сосуды имели длинную осевую поверхностную трещину глубиной И мм с внутренней поверхности, а — параметры трещиностойкости закаленной стали А508, полученные на образцах, изготовленных из испытанного сосуда TSV-1. Обозначения J — инициирование 2 — остановка (темные значки относятся к динамическому анализу, светлые —к эксперименту), б —сопоставление результатов эксперимента TSE-4 с результатами динамического анализа методом конечных разностей и с результатами статического анализа методом конечных [c.244]

Необходимым требованием к проведению испытаний на надеж-нрЬть должен быть как можно более пол 1й учет факторов, воздействию, которых подвергаются изделия при эксплуатации. Однако в современной научно-технической литературе вопросы испытаний изделий на работоспособность и надежность освещаются в подавляю- щем большинстве на примерах однофакторных, реже двухфакторных экспериментов. Описание результатов испытаний изделий, при которых одновременно варьируются три фактора внешней среды, встречается в периодической литературе чрезвычайно редко. В то же время известно, что на изделия при эксплуатации одновременно влияют не один-два фактора, а значительно больше. Например, на ходовую часть и механизмы управления автомашин, автобусов, троллейбусов и других видов транспорта в процессе эксплуатации воздействуют следующие основные факторы внешней среды переменные, силовые нагрузки от перевозимых грузов (по всем трем осям пространства), вибрации от работающего двигателя и агрегатов, удары и вибрации вследствие неровностей дорожного рельефа, температура и влага окружающей среды, пыль, биологическая среда, песок и др. Элементы летательных аппаратов (самолетов, вертолетов, ракет) критичны к воздействию таких внешних и внутренних факторов, как силовые нагрузки в полете (старт, ускорение за счет работы двигателей, торможение), маневренные нагрузки (изменение скорости полета, траектории), аэродинамиче-. ские нагрузки, нагрузки от порывов ветра, вибрации в широком диапазоне амплитуд и частот от работающего двигателя и агрегатов, колебания питающих напряжений, температура, влага, вакуум, солнечная радиация, электромагнитные и радиационные поля, излучения и т. д. Уже из этих двух примеров (их можно привести большое число) видно, что количество одновременно действующих на изделие при эксплуатации факторов может быть значительно больше трех и достигать двенадцати—пятнадцати, а В отдельных случаях восемнадцати—двадцати [16]. Конечно, для того чтобы осуществить такой многофакторный эксперимент, нужно преодолеть ряд трудностей как теоретического, так и технического характера. [c.4]

Сравнительные испытания на жесткость (виброустойчивость) стандартных резцов и резца-пылестружкоприемника ВЦНИИОТ проводились в лаборатории резания ВНИИ на станке 1620. Для определения жесткости резцов использовался велосиметр фирмы Philips , регистрирующий амплитуду и частоту изменения скорости перемещения. Осциллограммы фиксировались на фотопленку фотоаппаратом Старт с выдержкой 1/30 с. Скорость развертки регистратора велосиметра принималась также равной 1/30 с. Вибрация измерялась на расстоянии 15 мм от вершины резцов около пластинок твердого сплава. [c.121]

Испытание стартера при режиме полного торможения на стенде УКИС-М-1 производится по схеме фиг. 196. Определение крутящего момента, развиваемого стартером, производится динамометром, рычаг которого соединяют с шестерней инерционного привода или за крепляют непосредственно на валу старт за. Величина крутящегс [c.374]

Для получения разрешения на право полетов на данном самолете (т. н. сертификатов) в ipanax, входящих в Международную аэро-навтич. федерацию (FAI), самолет д. б. подвергнут государственным испытаниям по следующей программе 1. Пролет над препятствием высотой в 20 м, расположенным на расстоянии 600 м от точки старта. 2. Набор высоты в 360 м над местом взлета не больше чем в 3 мин. (т. е. вертикальная скорость подъема должна превышать 2 м/гк). Я. После-посадочный пробег не должен псевышать [c.232]

Летные характеристики А. вытекают из его аэродинамич. характеристик высокий коэф. подъемной силы делает возможным горизонтальный полет с очень малыми скоростями порядка 30—40 км/ч в то же время А. при небольшой нагрузке на 1 Н не уступает самолету в максимальной скорости. Диапазон скоростей А. достигает значений 5—О вместо 2,5—3 для самолета. Возможна очень крутая траектория снижения вплоть до вер-тикал1,ного спуска, скорость к-рого, замеренная в летных испытаниях, составляет 10 м/ск. Кроме того А. имеет возможность планировать полого, по-самолетному. При соответствующей раскрутке ротора перед стартом А. имеет очень короткий разбег (порядка 25—40 м и меньше), разбег А. С-ЗО с непосредственным управлением равен 11 м. Это условие вместе с возможностью посадки бев пробега чрезвычайно сокращает размеры потребного аэродрома, позволяя А. работать в условиях неподготовленных посадочных площадок. Т. к. качество ротора ниже качества крыла, А. обладает худшей (примерно на 15%) скороподъемностью и- более низким потолком, чем самолет. Однако в угле валета он не уступает. [c.62]

После подписания Договора по ПРО исследования в США в области ПРО сосредоточились на совершенствовании технологий для обороны ШПУ. Специальная программа предусматривала разработку радаров и перехватчиков для этих целей, хотя различные ограничения лимитировали развитие этих работ и исключали возможность испытаний прототипа системы. Эта программа сформировалась к началу 80-х годов для обороны стартов МБР МХ и была известна, как программа LoADS. В это же время исследовались вопросы, связанные с развитием перехватчиков большого радиуса действия, в том числе средств воздушного и космического базирования, которые были включены впоследствии в программу СОИ. [c.208]

Летные испытания ракет производились на Софринском артполигоне под Москвой запуском с пускового станка, представлявшего собой сварную трехгранную ферму длиной 10 метров, имевшую направляющие угольники, по которым при старте скользила ракета. Для проведения всевозможных предварительных исследований, опытов и проверки разных схем крыльев и оперения бьши изготовлены небольшие модели пороховых ракет. [c.266]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...