Баллистический вход

Затупленная форма спускаемых аппаратов, первоначально выбранная из-за меньшего нагрева аппаратов подобной формы при баллистическом входе в атмосферу, теперь детально исследуется применительно к полетам с подъемной силой, возникающей при движении аппарата под углом атаки. Особенно выгоден планирующий спуск при скоростях входа, больших или равных второй космической. Такие скорости входа являются следствием сложения скорости полета по межпланетной траектории со скоростью свободного падения на Землю и могут варьироваться для рассматриваемых траекторий от 12 до 21 км/с. При возвращении от Марса с облетом Венеры скорость входа составляет 16,3 км/с. [c.285]

Основное содержание доклада — динамика полета космических аппаратов при маневрировании с аэродинамическим торможением. Здесь будет рассматриваться баллистический вход беспилотных зондов по крутым траекториям и вход аппаратов с несуш им корпусом по пологим траекториям с использованием подъемной силы. [c.126]

Два различных типа траекторий входа в атмосферу показаны на рис. 1. Для случая крутого баллистического входа приближенными методами найдены зависимость скорости от высоты полета в предположении, что сила притяжения планеты пренебрежимо мала по сравнению с силой аэродинамического торможения. Для пологого входа в атмосферу аппаратов с несуш им корпусом траектории определялись из условия, что аэродинамическая подъемная сила используется для уравновешивания центробежной силы и веса аппарата при его движении по траектории. Основные характеристики указанных типов траекторий входа ис- [c.126]

Профили траекторий. Рассмотрим случай баллистического входа в атмосферу, когда силой притяжения планеты можно пренебречь по сравнению с силой сопротивления. Тогда траектория полета будет прямолинейной, и приближенное уравнение движения можно записать в виде [c.129]

Из таблицы видно, что для Земли и Венеры даже при баллистическом входе суш,ествует коридор глубиной от П до 13 км. Если аэродинамическое качество аппарата равно [c.146]

Рассматриваются баллистический и управляемый вход в атмосферы Земли, Марса, Венеры и Юпитера. Для исследования динамики входа используются приближенные уравнения представлены некоторые из наиболее важных проблем, связанных с входом, с которыми придется столкнуться в будущем. Обсуждается вход беспилотного баллистического зонда в атмосферу Марса. Показано, что мягкая посадка на поверхность Марса будет весьма осложнена малым давлением атмосферы у поверхности планеты. Для случая баллистического входа в атмосферу Венеры или Юпитера, напротив, можно ожидать больших сил сопротивления. [c.237]

Величина скоростного напора является важнейшей характеристикой, определяющей движение летательного аппарата при баллистическом входе в атмосферу. Поэтому весьма важно знать ее зависимость от высоты полета. [c.18]

Рассмотрим уравнение, описывающее колебание угла атаки летательного аппарата при баллистическом входе в атмосферу [c.19]

Допустим, что аппарат с аэродинамическим качеством вошел в атмосферу ниже границы недолета (нижней границы коридора входа), какой она должна была бы быть при баллистическом входе. Траектория в этом случае отклонится вверх, и аппарат сможет совершить посадку, медленно снижаясь, так что перегрузки не будут чрезмерными. Таким образом, нижняя граница коридора входа опустится [3.27, 3.28]. [c.260]

Заметим, что формула справедлива для случаев, когда вход совершается с не слишком малым аэродинамическим качеством. Ею, в частности, нельзя пользоваться для вычисления ширины коридора баллистического входа. [c.261]

Сравнительно малая скорость входа в атмосферу и, главное, малая плотность атмосферы Марса приводят к благоприятным условиям для посадки космического аппарата. Даже при вертикальном баллистическом входе в атмосферу с параболической скоростью максимальная перегрузка не превысит 50 Это значит, что для автоматических аппаратов не страшен никакой угол входа. Но оказы- [c.371]

Гак, при аэродинамическом качестве 0,5 ширина коридора входа составляет примерно 25 км в случае скорости входа 15 км , 16 км — при скорости входа 18 км/с и лишь 10 км— при 21 км/с (т. е. равна ширине коридора баллистического входа со второй космической скоростью). Предельная перегрузка при этом предполагается, как обычно, равной 10. При аэродинамическом качестве 1,0 коридор входа имеет ширину 23 км при входе со скоростью 18 км/с, сужается до 15 км для скорости входа 21 км/си почти до [c.444]

Массовые скорости абляции различных материалов в условиях входа в атмосферу сравниваются на фиг. 8.13. Массовая скорость абляции при входе по баллистическим траекториям значительно выше, и сам процесс протекает гораздо быстрее. [c.371]

Глава 6 (Сохранение импульса ) и момента импульса). Задачи на удар и на движение спутника заслуживают подробного обсуждения. Можно вывести уравнения Резерфорда для рассеяния частиц (их решение дано в гл. 15). Примеры из астрономии заинтересуют более любознательных студентов, однако в минимальной программе их можно не давать. В демонстрации входят игрушечные ракеты, баллистический маятник, скамья Жуковского. [c.15]

При входе в плотные слои атмосферы баллистическая ракета имеет скорость около 7 км сек. При такой скорости движения тела температура заторможенного воздуха с учетом диссоциации составляет около 7000° С. [c.244]

Траекторию неуправляемого летательного аппарата, испытывающего лишь действие аэродинамической силы и собственного веса, называют естественной или баллистической. Траектория же управляемого аппарата будет отличаться от естественной благодаря дополнительным управляющим усилиям, совпадающим по направлению с нормалью к вектору скорости полета. Органы управления, создающие такие управляющие усилия, входят в систему управления движением летательного аппарата, представляющую собой комплекс аппаратуры и устройств, обеспечивающих измерение отклонений параметров фактического движения летательного аппарата от их необходимых значений, формирование соответствующего сигнала и создание управляющего усилия. [c.47]

Отличительная особенность этих летательных аппаратов состоит в том, что они входят в плотные слои атмосферы с очень большой скоростью, а поэтому испытывают сильное влияние аэродинамического нагрева. С целью предохранения от разрушения, вызванного этим нагревом, поверхность этого аппарата должна быть снабжена теплозащитой. Снижение скорости при спуске обеспечивается при помощи тормозных двигателей и парашютов. Существенные недостатки баллистического спуска связаны со значительными перегрузками летательных аппаратов. Эти перегрузки можно уменьшить, если использовать конструкцию спускаемого летательного аппарата с повышенным аэродинамическим качеством, т. е. с увеличенной подъемной силой. При такой подъемной силе ограничение перегрузок одновременно сопровождается снижением угла входа, т. е. уменьшением захвата атмосферой спускаемого аппарата. Это позволяет значительно снизить тепловые нагрузки, повысить маневренность. [c.126]

Например, коэффициент теплоотдачи а батареи отопления воздуху помещения равен примерно 17 Вт/(м -К), а воздуха поверхности баллистического снаряда при его входе в плотные слои атмосферы —1700 Вт/(м К), т. е. в сто раз больше коэффициент [c.177]

При обтекании тел газом с большими сверхзвуковыми скоростями большие температуры получаются не только в критической точке. Действительное распределение температур по поверхности обтекаемого тела связано с процессами диссоциации и ионизации газа и с отсутствием адиабатичности, что обусловлено свойствами вязкости, излучением и теплообменом между газом и обтекаемым телом. Поверхность тела при движении его в газе может сильно нагреваться, плавиться и испаряться. Головные части баллистических и космических ракет при входе в плотные слои атмосферы сильно оплавляются, головки баллистических ракет или космические аппараты не сгорают полностью только благодаря кратковременности их движения в атмосфере в таких условиях. Проблема борьбы с нежелательными эффектами сильного нагревания тел на больших сверхзвуковых скоростях полета в атмосфере является одной из основных аэродинамических проблем. Она связана с выбором материалов и разработкой форм конструкций летательных аппаратов. [c.42]

В результате исследований этих ученых, большинство которых входило в преподавательский состав Артиллерийской академии или являлось ее воспитанниками, были разработаны многие вопросы внешней и внутренней баллистики, баллистического и прочностного проектирования артиллерийских систем, артиллерийской стрельбы, проектирования боеприпасов, разработки порохов и взрывчатых веществ [5, с. 15—82]. [c.407]

Доклад содержит обзор задач входа в атмосферы Марса, Земли, Венеры и Юпитера баллистических летательных аппаратов и аппаратов с несущим корпусом. При анализе траекторий входа используются приближенные уравнения движения выделено несколько наиболее важных задач, характерных для перспективных космических операций.. [c.125]

Рассматривается вход в атмосферу Марса беспилотных баллистических зондов показано, что мягкая посадка на Марс при том малом давлении у поверхности, данные о котором непрерывно уточняются, лежит на пределе технических возможностей. Можно ожидать, что при входе баллистических аппаратов в атмосферы Венеры и Юпитера на аппарат будут действовать значительные силы аэродинамического сопротивления отсюда следует, что для выполнения поставленной задачи необходимо использовать малые углы входа или аэродинамическую подъемную силу. [c.125]

В первую очередь следует рассмотреть вход в атмосферу баллистических летательных аппаратов. Ниже будет показано, что на конкретный профиль траекторий в основном оказывают влияние сила аэродинамического сопротивления и масса аппарата, а также угол входа, скорость входа и характеристики атмосферы планеты. Взаимосвязь этих параметров для данной траектории демонстрируется с помощью простых аналитических соотношений. Аналитическая модель траектории будет использована далее для обсуждения задач, возникающих при разработке одной из наиболее интересных космических операций — мягкой посадки беспилотного зонда на Марс. Затем рассматривается вопрос о максимальных перегрузках, возникающих на траекториях входа в атмосферы различных планет. [c.127]

Схемы баллистических аппаратов. Для осуществления входа в атмосферу по баллистическим траекториям предлагались летательные аппараты различных форм. Каждая из них имеет свои достоинства, и выбор конкретной формы аппарата представляет собой компромиссное решение. Здесь мы кратко отметим некоторые из наиболее важных характеристик, присущих различным схемам баллистических аппаратов. [c.127]

Типичные схемы баллистических аппаратов показаны на рис. 2. Конус с малым лобовым сопротивлением а) используется в настоящее время для боеголовок баллистических снарядов. Советский пилотируемый космический корабль Восток , первым осуществивший вход в атмосферу, имел форму сферы (б), а капсула Меркурий (США) — форму в). Конус с высоким лобовым сопротивлением (г), а также схемы типа (б) и в) считаются наиболее подходящими для будущих беспилотных аппаратов, предназначенных для входа в атмосферу, например, Марса. Каждый из этих профилей может быть охарактеризован коэффициентом [c.127]

Вследствие низкого давления атмосферы на поверхности Марса торможение баллистических аппаратов с помощью только аэродинамических средств представляется крайне сложной задачей, если аппарат должен совершить мягкую посадку на планету. Задача до некоторой степени облегчается, если можно увеличить баллистический параметр аппарата, что влечет за собой разработку аппаратов с малым весом и большим аэродинамическим сопротивлением и (или) использование пологих траекторий входа в атмосферу Марса. [c.157]

Аэродинамические силы, действующие на летательный аппарат при баллистическом полете, оказывают заметное влияние на его движение на атмосферном участке, граница которого зависит от массовых и геометрических параметров тела, скорости и угла входа в плотные слои атмосферы. Так, например, для головных частей баллистических ракет при стрельбе на расстояние 10000 км условная граница атмосферного участка начинается с высот 80 км. [c.17]

Например, коэффициент теплоотдачи а батареи отопления воздуху помещения равен примерно 17 вт м град), а воздуха поверхности баллистического снаряда при его входе в плотные слои атмосферы — 1700 вт (м -град), т. е. в сто раз больше коэффициент теплоотдачи а воды внутренней поверхности батареи отопления равен примерно 3500 вт (м -град), а при конденсации водяного пара на твердой поверхности а может достигать 12 000 вт (м -град). [c.14]

Вог и др. [13] продемонстрировали важность моделирования атмосферы при исследовании опрокидывающих моментов, действующих при входе в воду. В других экспериментах [14, 15, 17] было показано, что моделирование плотностя газа часто желательно, а в некоторых случаях необходимо при моделировании движения снарядов. Леви и Кэй [7, 8] исследовали эти явления. Все эксперименты проводились в баллистической камере с регулируемой атмосферой, которая, как показано в разд. 10.13, позволяет моделировать атмосферу и использовать тяжелые газы, а также наблюдать движение и траекторию моделей. [c.666]

Движение подвижной части баллистического гальванометра описывается тегу же уравнением, что и обычного зеркального гальванометра, с той лишь разницей, что в уравнение входит мгновенное значение силы тока (так как величина последнего меняется во времени). [c.174]

Р. У.— размагничивающее устройство-В баллистическую цепь входят [c.178]

Из предыдуп их рас-суждений следует, что из-за низкого давления у поверхности мягкая посадка на Марс после баллистического входа находится на грани технических возможностей. Для Венеры, у поверхности которой давление атмосферы в 1—3 раза больше ) чем у поверхности Земли, и для Юпитера с его очень высоким давлением у поверхности задача посадки решается прош,е, поскольку аппарат может иметь более высокую величину параметра ml oA. Однако вход в атмосферу этих планет приведет к большим отрицательным перегрузкам, о чем будет сказано ниже. [c.132]

Для летательных аппаратов и их силовых установок характерны высокие тепловые нагрузки. При входе баллистической ракеты в атмосферу тепловой поток к ее поверхности достигает 40 ООО— 100 000 квт1м . В соплах жидкостных ракетных двигателей тепловые потоки достигают величин порядка 30 ООО квт1м . Большие тепловые потоки наблюдаются также в атомных реакторах. Теплоотдача в условиях высоких тепловых нагрузок обладает некоторыми особенностями и требует специального исследования. [c.245]

Характер движения баллистического аппарата относительно его центра масс зависит от ориентации аппарата и угловых скоростей его вращения вокруг центра масс до момента входа. Желательно, чтобы колебания аппарата вокруг центра масс демпфировались и находились в пределах заданных ограничений, чтобы аппарат не кувыркался во время снижения в атмосфере. С этой точки зрения конусы (а) и (г) обнаруживают большую устойчивость по сравнению с другими формами, главным образом, из-за того, что их центр масс может быть смещен вперед от основной несущей части корпуса. Читателю, интересующемуся динамикой короткопериодических движений, можно порекомендовать работы [25—27]. [c.129]

Рис. б. Зависимость максимального аэродинамического ускорения от угла входа для баллистических аппар атов. [c.134]

Схемы аппаратов с несущим корпусом. Аппараты с несущим корпусом можно классифицировать по отношению ) максимальной подъемной силы к силе сопротивления L/D. Показанный на рис. 7 летательный аппарат (в) имеет на гиперзвуковых скоростях аэродинамическое качество порядка 2—3 у аппаратов с несущим корпусом типа (б) аэродинамическое качество примерно равно 1. Современные пилотируемые космические корабли Джемини и Аполло типа капсулы (а) со смещенным центром масс обладают аэродинамическим качеством от 0,2 до 0,5. Для сравнения укажем, что космический корабль Меркурий входил в атмосферу по баллистической траектории, т. е. имел аэродинамическое качество, равное нулю. [c.136]

Как видно из (2.7), величина максимального скоростного напора зависит от баллистического коэффициента сг, скорости и угла входа. Универсальная зависимость q от р (т. е. независящая от параметров входа) представлена на рис. 2.1. Так какр(Я) [c.19]

На основе системы Эдгертона Кнэпп [29, 30] разработал систему для фотографирования траекторий моделей снарядов с присоединенными кавернами, образующимися при входе в воду. Она состояла из семи особым образом синхронизированных съемочных камер, с помощью которых были получены кинофильмы с перекрывающимися полями зрения при частоте съемки до 3000 кадр/с, что позволяло использовать стереоскопические методы определения трехмерных траекторий. Каждая камера заряжалась 35-миллиметровой пленкой длиной 9,6 м. Скорость протяжки пленки оставалась одинаковой при всех частотах съемки. Поэтому общее число кадров было прямо пропорционально частоте световых импульсов и достигало 3000 при частоте 3000 кадр/с. Дополнительные сведения об этой системе приводятся в гл. 10 при описании баллистической камеры Калифорнийского технологического института с регулируемым давлением. [c.59]

Баллистические камеры с регулируемым давлением используются главным образом для исследования входа в воду движущихся тел, выстреливаемых в воздухе, например самолетных торпед. На первый взгляд может показаться, что между иссле- [c.550]

Более современная баллистическая камера Калифорнийского технологического института с регулируемой атмосферой обеспечивает вход и выход из воды под различными углами и создание волн на свободной поверхности. Установка имеет электромагнитную метательную систему и изготовлена в основном из немагнитных и неэлектропроводных материалов [50]. Она представляет собой горизонтальную камеру сечением 457X610 мм длиной 4,57 м, изготовленную из лусита. На одном конце камеры расположен генератор волн, а на другом — гаситель. Установка позволяет создавать последовательность волн длиной 0,3—0,6 м с амплитудой до 75 мм. Модели снарядов (диаметром 25,4 мм) можно выстреливать (в центре камеры) поперек поверхности раздела вверх и вниз. Скорости метания, обеспечиваемые электромагнитной системой, зависят от диаметра ускоряющей обмотки и подведенной электроэнергии. При внутреннем диаметре катушки 38 мм и энергии 1500 Втс сферические модели из нержавеющей стали диаметром 25,4 мм выстреливаются под водой со скоростью 27 м/с и путь разгона из состояния покоя составляет 50 мм. Увеличение энергии до 54 ООО Втс позволяет повысить скорость до 150 м/с. Время разгона можно изменять, регулируя параметры электрической цепи, и модели можно сообщать колебательное движение. [c.593]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...