Характеристика космического пространства

Характеристика космического пространства [c.101]

В начале этой главы кратко рассматриваются основные источники радиационной опасности в космическом пространстве. При этом главное внимание уделяется тем их характеристикам, которые имеют непосредственное отнощение к проблеме защиты пилотируемы.х космических кораблей. Затем излагается состояние вопроса о критериях радиационной безопасности, применяемых в расчетах защиты пилотируемых космических кораблей. [c.263]

Наиболее широкое применение в промышленности получили неразрушающие испытания методами радиографии (просвечивание рентгеновскими, гамма-лучами), ультразвуковой и магнитопорошковой дефектоскопии, контроль по магнитным и электромагнитным характеристикам, электроиндуктивный контроль с помощью вихревых токов и дефектоскопия проникающими жидкостями. В настоящее время неразрушающие испытания стали предметом специальной технической дисциплины — неразрушающей дефектоскопии. Для исследования космического пространства необходимо решать сложные задачи в области контроля материалов, конструкций и обеспечения их качества и надежности. В связи с этим значительно усовершенствуются ранее известные методы, применяются комплексные процессы неразрушающего контроля, включающие несколько разных методов для решения одной задачи, вместе с тем появились и принципиально новые методы неразрушающего контроля. Необходимость в новых методах была обусловлена внедрением новых материалов и производственных процессов и требованием по- [c.256]

В Вакуум, конкретное барометрическое давление (используется при характеристике окружающих условий в космическом пространстве) [c.106]

Решение двух последних проблем диктуется необходимостью выполнения ряда научных исследований, для чего используются ИСЗ со строго определенной стабилизацией в космическом пространстве. Это задачи, связанные с исследованиями Солнца, в частности солнечной радиации и корпускулярного излучения, а также с конкретизацией данных относительно характеристик верхней атмосферы и ионосферы. [c.111]

В отличие от программы СНАП-1, по которой было получено значительное колич-ество экспериментальных данных, но не построено ни одного работающего генератора, программа СНАП-3 завершилась запуском первых установок в космическое пространство на спутниках Транзит-4А и Транзит-4В . Всего по этой программе разрабатывалось двенадцать моделей. Некоторые из них были доведены только до стадии чертежей. Две первые модели типа СНАП-ЗА были довольно несовершенны по конструкции и давали мощность 1,6—1,7 вт с к. п. д. менее 1%. Выходная мощность во время работы регулировалась утечкой аргона из корпуса генератора. Следующая серия генераторов типа СНАП-ЗВ, состоящая из восьми моделей, не имела специальной системы регулирования мощности. Три таких генератора, один из которых демонстрировался в 1959 г. президенту Эйзенхауэру, были загружены полонием-210. Два более поздних генератора усовершенствованной конструкции были загружены плутонием-238 и запущены в космос. Остальные модели использовались для испытаний без топлива. В табл. 7.20 приведены основные характеристики пяти генераторов, загруженных изотопным топливом. [c.192]

Общая длительность испытаний этой установки составила 6035 в том числе 1900 ч реактор работал при температуре теплоносителя на выходе 650° С и 3300 ч при температуре 480° С. Третья стадия испытаний заключалась в проверке усовершенствованной конструкции, которая по своим характеристикам более соответствовала условиям работы в космическом пространстве. Испытания второго экспериментального реактора проводились с апреля 1961 г. по декабрь 1962 г. Активная зона реактора состояла из 37 элементов диаметром 3,2 см, содержащих 10% урана-235 и водорода [c.232]

В процессе разработки изготовлено и испытано девять полностью собранных преобразователей. При этом основные усилия были направлены на уменьшение электрических потерь, повышение срока службы и надежности преобразователя (за счет использования паяных контактов). Термоэлектрические модули, состояш.ие из 22 элементов, испытывались при температуре горячего спая 704° С и температуре холодного спая 482° С в условиях, близких к условиям космического пространства, в течение 23 ООО ч. При этом 18 серийных модулей были подвергнуты испытаниям в условиях, близких к эксплуатационным, 14 модулей испытывались на механическое разрушение, а 18 модулей — на ускоренное старение при повышенных температурах. Результаты этих испытаний показали, что термоэлектрический преобразователь может надежно работать в условиях космического пространства и давать 500 вт электрической мош,ности. Основные характеристики [c.233]

В настоящее время происходит интенсивное освоение космического пространства, которое ведется по широкой программе, включающей полеты как по околоземным орбитам, так и по траекториям к другим планетам Солнечной системы. Для успешного проведения наз ных экспериментов необходимо ориентировать и стабилизировать космические аппараты (КА) в пространстве. Решение этой задачи возложено на систему ориентации и стабилизации, от технических и эксплуатационных характеристик которой во многом зависит успех проводимых научных экспериментов в космосе. В связи с этим возникает необходимость в простых, надежных, легких, работающих в течение длительного времени с минимальными затратами энергии системах ориентации и стабилизации КА. [c.3]

Подвеска демпферов, основанная на использовании явлений магнитного гистерезиса и вихревых токов, рассматривается в работах [49, 58, 65, 70]. Эти демпферы имеют желаемые характеристики, несмотря на малую величину требуемого момента, и не чувствительны к большинству факторов окружающего космического пространства. Несколько таких демпферов показано на рис. 21 и 22. [c.212]

Исследования по управляемому термоядерному синтезу вступили в решающую стадию. В начале 90-х годов планируют начать испытания первого демонстрационного термоядерного реактора, а в начале следующего столетия можно ожидать появления первой опытной термоядерной электростанции. После этого термоядерные энергоустановки смогут найти применение в программах исследования Солнечной системы и индустриализации космического пространства. Такие энергоустановки будут обладать важными преимуществами уровнем энергии до 10 ГВт, хорошими массогабаритными характеристиками, высокой безопасностью. [c.186]

На основе этих факторов руководители производства ракетных двигателей, корпусов ракет и снарядных систем совместно с военными делают выбор типа жидкостного ракетного двигателя. Полеты спутников по орбитам, будущие полеты к Луне, планетам и вообще в космическое пространство будут осуществляться при использовании в качестве силовых установок только ракетных двигателей. Основные требования к силовой установке в каждом конкретном случае космического полета изменяются в зависимости от полезной нагрузки, задач полета и типов ступеней двигателя эти требования могут быть выполнены ракетными системами с различной, меняющейся в широких пределах тягой, работающими на различных топливах и с различными типами двигателей, В табл. 13.2 показаны некоторые типичные характеристики жидкостных ракетных систем для различных видов космического полета. [c.441]

Суммарное влияние инструментальных погрешностей и ошибок в данных о положении светил в уравнении (24.19) можно свести к минимуму надлежащим выбором расположения светила. Совершенно ясно, например, что во всех случаях следует избегать значений р, равных О или л , так как при этом планета, снаряд и Солнце лежат на одной прямой. В случае, если а — l-f т] = О, Р = 90°, общая ошибка становится равной бр. Теодолиты с малым полем зрения при весе менее чем 10 фунтов могут измерять на Земле углы до нескольких секунд дуги, а хорошая астрономическая видимость и превосходная оптическая контрастность в космическом пространстве должны улучшить эти характеристики. Величина ошибки определения радиального расстояния г не является определенной вследствие того, что расстояние Ь от планеты до Солнца точно неизвестно. [c.707]

В связи с бурным развитием транспортного самолетостроения, космической техники, атомных реакторов, строительства судов большого тоннажа, металлургических домен с большим загрузочным пространством интенсивно ведутся исследования прочностных характеристик металлов на малоцикловую усталость. [c.362]

Общие свойства орбитальных годографов определяются динамическими взаимосвязями, существующими между характеристиками движения в поле одного притягивающего центра с ускорением, обратно пропорциональным квадрату расстояния. Таким образом, можно выполнить полный анализ данной орбитальной траектории в пространствах скоростей, ускорений или же в пространстве более высокого порядка. Если в данной задаче движения космического аппарата или в задаче небесной механики присутствуют только векторы положения и скорости в качестве измеряемых или управляющих переменных, то для анализа достаточно использовать годограф скорости. Если же измеряемой или управляющей переменной является также вектор ускорения (в соответствии с расчетными требованиями к данной системе), то в этом случае целесообразно воспользоваться годографом ускорения. [c.57]

ЛИШЬ направление скорости полета и все три градиента корректируемых параметров совпадают. В реальном случае, траектория отличается от параболической и строгого вырождения коррекционных свойств не происходит. Однако влияние импульса, кол линеарного скорости полета, значительно превышает влияние импульса, ортогонального скорости полета. Физически это объясняется тем, что в начале орбиты, вблизи ее перигея, космический аппарат обладает большой скоростью движения и для поворота вектора скорости в пространстве требуется большой боковой импульс. В то же время сравнительно небольшим импульсом, направленным вдоль вектора скорости, можно заметным образом изменить энергию геоцентрического движения, так как изменение энергии пропорционально величине скорости полета. Поэтому воздействие на траекторию с помош ью импульса скорости приводит в основном к изменению тех характеристик движения, которые связаны с энергией геоцентрического движения. Иными словами, вблизи Земли практически возможна коррекция лишь одного параметра траектории — либо отклонения в картинной плоскости вдоль определенного направления либо времени прилета. [c.309]

Получение электрической энергии. Существует много различ-ных способов применения электрической энергии для получения высоких значений удельного импульса. Главными среди этих методов являются использование ионных ускорителей, электромагнитных ударных труб и плазменных двигателей [26]. Все они требуют получения электрической энергии на борту ракетного летательного аппарата. Для привода электрического генератора можно использовать обычный тепловой двигатель, получающий энергию от ядерного реактора, однако применение таких систем сильно ограничено их высоким удельным весом ). Оказывается, что минимальный удельный вес системы, достижимый при помощи обычного оборудования, работающего на пределе своих возможностей, равен приблизительно 1000 фунтов на один мегаватт выходной электрической мощности. Высокие характеристики, получаемые при использовании таких систем, имеют ценность только при космических полетах с малыми ускорениями в свободном от полей пространстве (см. гл. 7) [27]. [c.531]

Гипотетическая космическая система. Входом системы, изображенной на рисунке, является датчик излучений 1, имеющий две степени свободы и по командам ЭВМ ищущий заданную область пространства. На выходе системы установлен привод, регулирующий подачу топлива и управляющий по двум степеням свободы направлением реактивной тяги. Задачей системы является поиск и обнаружение источников излучения, испускающих сигналы с определенными спектральными характеристиками, и определенное маневрирование тягой. По мере выполнения задания эти действия повторяются с различными методиками поиска, спектрами излучения и программами маневрирования тягой. Устройства управле- [c.13]

Действие излучения на материалы. При оценке действия радиации на твердое тело констатируется изменение какого-либо свойства или ряда свойств тела, соответствующее определенной степени воздействия излучения, которую характеризуют дозой облучения. Доза — количество энергии, полученное единицей массы вещества в результате облучения. Взаимодействие излучений с твердым телом представляет собой сложное явление, которое в общем случае сводится к следующему возбуждение электронов, возбуждение атомов и молекул, ионизация атомов и молекул, смещение атомов и молекул с образованием парных дефектов Френкеля. Кроме того, в результате воздействия излучений возможны ядерные и химические превращения, а также протекание фотолити-ческих реакций. Все это приводит к уменьшению плотности, изменению размеров, увеличению твердости, повышению предела текучести, уменьшению электросопротивления, изменению оптических характеристик тела. Знание изменений свойств под действием облучений особенно важно при создании ядерно-энергетических установок, ряда устройств космических аппаратов [52]. Покрытия в космическом пространстве испытывают воздействие радиации, состоящей из электромагнитного излучения и потока частиц. Каждое [c.181]

Потоки заряженных частиц в космическом пространстве подвержены сильным пространственно-временным вариациям. Особенно это относится к частицам радиационных поясов Земли, плотность потока которых изменяется в десятки тысяч раз в зависимости от расстояния от Земли и испытывает определенные изменения во времени. Значительным пространственно-временным изменениям подвержены потоки солнечного корпускулярного излучения. В связи с пространственно-временными вариациями космических излучений уровень радиации в обитаемых отсеках космического корабля может изменяться во время полета в широком диапазоне значений. При этом характеристики солнечного корпускулярного излучейия не могут быть точно предсказаны заранее (на большой срок и с высокой надежностью). В связи с этим в оценках радиационной обстановки приходится применять статистические подходы, используя понятие риск облучения . [c.269]

Большие тепловые потоки, идущие от струи продуктов сгорания топлива к поверхности газодинамических органов управления, вызывают необходимость наносить на нее теплозащитные покрытия, слой которых может быть весьма значительным. Это ухудшает рабочие характеристики газодинамических органов управления и увеличивает их вес. В то же время органы управления должны быть приспособлены к длительному воздействиЕО низкой температуры космического пространства. [c.300]

Загрузка 2177 кюри полония-210 создавала мощность дозы на поверхности корпуса генератора 400 мр/ч по 7-излучению и 12 мбэр/ч по нейтронам. По нормам КАЭСШАдопустимая доза для рук равна 1500 мр/неделн. Следовательно, этот генератор можно было держать в руках около 4 ч в неделю. За время работы, равное периоду полураспада полония-210, генератор СНАП-ЗВ мог вырабатывать 9 квт-ч электроэнергии. Генераторы серии СНАП-ЗВ были подвергнуты испытаниям, имитирующим условия запуска ракеты и работы в космическом пространстве. Вибрационные испытания с электронагревом обнаружили падение к. п. д. до 3,6%. Через 10 мин после испытаний генератор восстанавливал свои прежние характеристики. Генератор испытывался также на статические ускорения до 15 g и на удар до 50 g со временем нарастания 1 мсек. Тепловой блок прошел испытания на удар (давление 73 кПсм ), испытывался также в пламени керосина и кислот, имитирующем пожар на стартовой площадке. Все модели генератора этой серии успешно выдержали испытания. [c.194]

Инертность, таким образом, есть некоторое присущее каждому телу свойство, которое проявляется в его способности отзываться большим или меньшим ускорением на действие данной силы. Для количественной характеристики инертности служит физическая величина, называемая массой тела и обозначаемая буквой т. Шасса есть мера инертности тел. Масса тела не зависит от того, где это тело находится на Земле, на Луне или в открытом космическом пространстве. [c.48]

К середине 30-х годов был накоплен достаточный материал, чтобы газодинамические исследования выделились в самостоятельную область механики сплошной среды — газовую динамику, в которой были четко представлены два направления аэродинамика до- и сверхзвуковая. Тогда же первые шагя делала околозвуковая аэродинамика. С середины 40-х годов стали развиваться работы но аэродинамике гиперзвуковых скоростей. В каждом из направлений изучаются течения газа, которые отличаются друг от друга но величине параметра М — одной из основных характеристик течения газа. При этом рассматривается однородная сплошная среда (совершенный газ с постоянным отношением удельных теплоемкостей). Такие представления господствовали в газовой динамике до конца 40-х — начала 50-х годов, т. е. до того, когда были расширены рамки классической газовой динамики — включены в нее явления, в которых решающими и определяющими были физико-химические эффекты явления диссоциации, ионизации, излучения. Подобное расширение газодинамических представлений, наметившееся еще в конце XIX — начале XX в., явилось результатом бурного развития ракетной, а затем и космической техники. Рабочими скоростями стали скорости 3—5 а а — скорость звука) и более, значительно возросла температура обтекаемых тел. Наряду с новыми проблемами для сверх- и гиперзвуковых скоростей, связанными с учетом физико-химических превращений газа, появились новые дисциплины на стыке газовой динамики с физикой и химией — магнитная газодинамика, динамика плазмы. В связи с полетами в высоких слоях атмосферы, а затем и в космическом пространстве исследователи стали заниматься аэродинамикой разреженных газов, [c.308]

ЖРД, РДТТ и КРД имеют близкие характеристики и могут с успехом применяться как на ракетах больших дальностей, так и на космических аппаратах. ВРД имеют суш ественно другие характеристики, чем остальные ХРД кроме того, они не могут использоваться на космических аппаратах из-за отсутствия в космическом пространстве воздуха. [c.509]

Имевший место в середине 1970-х гг. новый подъем интереса к планеризму в наибольшей степени проявился по отношению к крылу Рогалло (дельтапланам). Летательный аппарат этого типа был создан Фрэнсисом М. Рогалло, сотрудником Национального управления США по аэронавтике и исследованиям космического пространства в качестве некоего варианта планирующего парашюта для доставки с воздуха различных грузов. Однако вскоре летательные аппараты этого типа стали оснащаться силовыми установками, примерно так же, как это происходило в конце 1950-х гг. Хотя поставленных задач по воздушной транспортировке грузов с помощью крыла Рогалло в полном объеме решить не удалось, разработанная схема была с энтузиазмом встречена планеристами. Низкая скорость и чрезвычайная простота конструкции этого летательного аппарата дают ряд существенных преимуществ по сравнению с традиционными жесткими конструкциями сопоставимого уровня летно-технических характеристик. Более того, дельтаплан можно свернуть и перевозить на крыше автомобиля и даже хранить в домашних условиях. [c.80]

Интенсивность электромагнитного излучения солнца на длинах волн видимого спектра и близ него меняется обратно пропорционально квадрату расстояния. Таким образом, общая радиация Солнца на Земле 1,4квт/л1 П190 ккал/(ж ч)1, на Марсе она должна быть 0,6 квт м [530 ккал м -ч)] и на Венере 2,8 квт м [2280 ккал (м -ч)] [5]. Сохранение этого тепла в любом покрытии зависит от характеристик его поверхности. Так как Земля и ее атмосфера поглощают только /3 солнечной радиации, всякий спутник или космическая ракета, находясь с освещенной солнцем стороны Земли, будет воспринимать, кроме прямых лучей, и это отраженное излучение. Земля сама также излучает тепло его количество зависит от температуры поверхности и его вычисляют в соответствии с предположением, что Земля находится в строгом тепловом равновесии, получая от солнца столько же тепла, сколько излучается в космическое пространство. Излучение Земли характеризуется более длинными. волнами, тогда как излучение Солнца —главным образом более короткими. Следовательно, тепло, получаемое космическим объектом с покрытой или незащищенной поверхностью, будет зависеть от способности поверхности поглощать как длинноволновое излучение Земли, так и коротковолновое, получаемое оТ Солнца. Поэтому система поддержания теплового равновесия должна быть хорошо спроектирована, чтобы эффективно регулировать это сложное воздействие. [c.279]

Мы хотели бы выразить благодарность профессору Дэвиду Макнейлу, который представил нам программы на языке. АПЛ для вычисления собственных значений и собственных векторов, и доктору Гюркану Арелу за программу для расчета переходных характеристик. Представленная работа была поддержана Управлением по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА), субсидия NGL 05-020-007, проект 6303. [c.53]

К механическим относятся насосы с масляным уплотнением типа ВН, двухроторные типа РВН и турбомолекулярные. Эти насосы служат для создания предварительного разрежения в рабочем объеме (1011 гПа—1,3 Па), а также используются в качестве насосов предварительного разрежения при работе с вы-соковакуумными насосами. Технические характеристики насосов этого типа приведены в табл. 12. Насосы типа РВН в откачных системах установок для ДСМ используются в тех случаях, когда технологический процесс сопровождается значительным газовыделением. Они имеют большую быстроту откачки в области давлений 1,3—1,3-10" Па и занимают промежуточное положение между насосами типа ВН и высоковакуумными диффузионными насосами. Турбомолекулярные насосы предназначены для работы в области высокого и сверхвысокого вакуума (1,3-10" —1,3> 10" Па). Применяют турбомолекулярные насосы сравнительно редко, например при имитации условий космического пространства. [c.80]

Газодинамические органы управления (ГДУ) применяются при полетах ЛА в космическом пространстве, а также в плотных слоях атмосферы на тapJoвыx участках траектории при малой тяговооруженности ЛА (Р<с2,5) или для обеспечения повышенной маневренности. Конструкция газодинамических органов управления весьма разнообразна. Описание устройства и характеристики конструкции ГДУ будут даны вместе с анализом принципов осуществления управляемого полета ЛА в гл. 2. [c.33]

Первостепенной задачей теории является нахождение единой причины существующих частных явлений или законов и уменьшение числа независимых исходных положений. Этот процесс давно уже идет в физике. Достаточно вспомнить объединение земного и космического тяготений в законе всемирного тяготения Ньютона, объединение электричества и магнетизма в электродинамике Максвелла, установление связи между микро- и макропараметрами систем Больцманом, связь геометрии физического пространства с теорией гравитации в общей теории относительности Эйнштейна и т. п. Удивительнейший пример единства природы открывает связь явлений, происходящих в микромире и Вселенной, о чем идет речь в этой части книги. Многие свойства Вселенной определяются характеристиками фундаментальных взаимодействий, происходящих в микромире. И, напротив, происходящие во Вселенной процессы дают много для понимания свойств элементарных частиц и необходимы для построения правильной теории. Но все же впереди очень и очень шого работы. [c.200]

Успех научно-исследовательских работ, проводимых в космическом, 1ространстве с помощью летательных аппаратов, во многом зависит от технических и эксплуатационных характеристик систем ориентации и стабилизации. Поэтому возникает необходимость в простых, надежных, точных, легких, работающих в течение длительного времени с минимальными затратами энергии системах ориентации и стабилизации КА. Правильный выбор систем ориентации и стабилизации позволяет успешно осуществлять проведение таких научных экспериментов, как возвращение на Землю спутника или космического корабля наблюдение за Солнцем и исследование явлений, происходящих на нем использование системы ретрансляционных спутников для целей глобальной радиосвязи и телевидения использование спутников для метеорологических и геодезических целей и других экспериментов в межпланетном пространстве. [c.4]

Теперь рассмотрим, что же такое современная бортовая навигационная система. Развитие навигационной техники, авиационной и космической, показало, что среди систем автоматического управления движением объектов важное значение имеют автономные системы управления, среди которых наибольшее развитие получили инерциальные системы. В инерциальных системах для счисления пути используются датчики первичной информации о движении объекта и счетно-решающие или вычислительные устройства, а в последнее время — бортовые вычислительные машины. Основная первичная информация снимается с датчиков линейных ускорений, называемых акселерометрами. Они дают информацию о характеристиках движения центра масс объекта в инер-циальном пространстве. Но этих данных для управления движением недостаточно. Необходима информация о вращении объекта относительно центра масс. Для этого используются гироскопические устройства. Информация поступает в бортовые ЭВМ (БЭВМ), где вырабатывается сигнал управления, обеспечивающий нужную траекторию полета, а с него —на органы управления полетом либо на двигательную установку или соответствующие рули (газовые или аэродинамические). Исторически сложилось так, что в первых инерциальных системах имелась стабилизированная платформа, которая вначале выставлялась относительно какой-либо системы координат. Наиболее совершенные платформы были оснащены трехосными гироскопическими стабилизаторами. Однако инерциальные системы с гиростабилизированной платформой имеют ряд существенных недостатков. К ним [c.159]

Термином вес при указании числовых характеристик ракег и космических аппаратов мы никогда пользоваться не будем. Вес, как известно, определяется силой давления тела, покоящегося на поверхности планеты, на опору. На разных небесных телах он, естественно, различен. Вдобавок космический аппарат при свободном полете в мировом пространстве находится в безопорном состоянии, в состоянии невесомости... Разумнее поэтому указывать его массу. [c.20]

Исследование межпланетной плазмы Потоки солнечной плазмы образуют межпланетные магнитные поля, которые и определяют траектории космических лучей Б Солпечтгой системе, а также форму магнитосферы Земли Магнитные и ионосферные бурн — это отображение на Земле вариаций физических характеристик потоков солнечной плазмы в межпланетном пространстве [c.399]

Другими видами баллистических полетов, для которых может потребоваться управление, являются вход в атмосферу и посадка космических снарядов, нолет в пространстве с очень малыми ускорениями, посадка на Луну или планеты без атмосферы. Может понадобиться аппаратура управления и для того, чтобы измерять и регулировать корректирующие импульсы тяги двигателей ракеты при космических полетах. Свободное падение в пространстве является таким случаем полета, в котором акселерометры не дают выходной величины, а положение и скорость снаряда могут быть вычислены только по начальным условиям и известным характеристикам гравитационного поля. [c.669]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...