Энергетические возможности запуска

ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ВОЗМОЖНОСТИ ЗАПУСКА [c.186]

Одним из важнейших требований к орбите является энергетическая экономичность запуска и выведения. Используются два основных метода выведения на космические орбиты непрерывный активный участок и старт с орбиты спутника. Первый метод является технически более простым, однако в некоторых случаях его осуществление вызывает трудности. Дело в том, что выбор места запуска неизбежно ограничен и для разгона космического аппарата заданного назначения может оказаться необходимым использовать траектории, круто наклоненные к местному горизонту. Это вызывает рост потерь на преодоление силы тяжести и снижение конечной скорости или, при заданных условиях выведения, снижение веса космического аппарата. Метод непрерывного разгона ограничивает диапазон направлений скорости в начале движения по орбите,. делая более желательными не только орбиты с возможно меньшей начальной скоростью, но и орбиты с возможно меньшим наклоном вектора скорости к местному горизонту в конце активного участка. [c.269]

Метод старта с орбиты спутника свободен от энергетических ограничений на направление разгона. Любое направление вектора скорости получается надлежащим выбором времени запуска на промежуточную орбиту спутника (что дает как бы прицеливание по азимуту путем поворота промежуточной орбиты вместе с Землей в ее суточном движении) и выбором времени старта с орбиты спутника (что дает как бы прицеливание по углу места за счет того, что уход с орбиты спутника происходит в таком месте, где движение по орбите спутника имеет нужное направление). Разгон космического аппарата как при выведении на орбиту спутника, так и при уходе с нее происходит при минимальных углах наклона к местному горизонту и обеспечивает максимальное использование энергетических возможностей ракеты-носителя. Освоение советскими [c.269]

На начальном этапе исследования космического пространства, как известно, запускались КА, предназначенные для полета к одной планете, например, Марсу или Венере. Это советские аппараты типа Марс и Венера , американские аппараты типа Маринер , Викинг и Пионер . Ограничения по располагаемым энергетическим возможностям и по времени надежного функционирования бортовых систем не позволяли решать более сложных задач, связанных с последовательным облетом нескольких небесных тел. Повышение энергетических возможностей ракет-носителей и совершенствование бортовых систем КА позволили уже сейчас перейти к реализации программы многоцелевых полетов. За счет такого> совмещения нескольких целевых задач в одну многоцелевую экономятся ресурсы на проведение космических исследований, сокращается суммарное время получения научных результатов. При близком облете небесного тела КА совершает гравитационный, или пертурбационный маневр, получая некоторое приращение вектора скорости без включения двигательной установки. Вместе с тем при последовательном облете нескольких небесных тел повышаются требования к системе навигации и управления КА. [c.310]

ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ ВОЗМОЖНОСТИ РКК АВРОРА ПРИ ЗАПУСКАХ С КОСМОДРОМА БАЙКОНУР [c.58]

Чтобы превратить космический аппарат в искусственный спутник планеты, необходимо в какой-то точке его планетоцентрической траектории уменьшить посредством тормозного импульса его скорость с гиперболической величины до эллиптической. Мы рассмотрим здесь необходимые маневры несколько более подробно, чем делали это в 2 гл. 10, когда говорили о запуске спутника Луны. В 2 гл. 5 мы сталкивались со случаем, когда лишний импульс скорости приводил к энергетическому выигрышу при запуске спут-ника Земли на круговую орбиту. Логично было бы задаться вопросом нет ли таких же возможностей при запусках искусственных спутников планет [c.329]

Для осуществления процесса запуска двигатель должен обладать определенными энергетическими возможностями, обеспечивающими увеличение во времени всех параметров рабочего процесса. В двигателях с турболасоаной системой подачи энергетические возможности запуска характеризуются избыточной мощностью турбины, обеспечивающей повышение частоты вращения и увеличение расходов компонентов топлива, поступающих в камеру двигателя и газогенератор (рис. 5.9) [c.186]

Пусть при заданном азимуте А начальные условия в конце активного участка ракеты-носителя Н, Vi, 0i выбраны таким образом, что траектория пересекает орбиту Луны. Точку пересечения будем называть точкой прицеливания или упрежденной точкой. За счет выбора соответствуюш его времени старта t в течение суток можно обеспечить требуемое положение точки прицеливания на орбите Луны. Если по каким-то причинам запуск ракеты-носителя произ-Бести не удалось, то следуюш ий ближайший момент запуска наступит через 25 час из-за необходимости сместить точку прицеливания па 13° вперед, чтобы учесть суточное перемещение Луны по орбите. Если бы точка прицеливания осталась неизменной, то пришлось бы так изменить V и 0i, чтобы время перелета сократилось на одни сутки. Это связано с увеличением требований к энергетическим возможностям ракеты-носителя. [c.276]

Если широта точки старта 1фо1>28 36, то нельзя реализовать компланарный перелет в плоскости орбиты Луны. При запуске с территории Советского Союза траектория перелета к Луне оказывается существенно пространственной. Возможны две различные схемы перелета с непрерывным выведением и с использованием промежуточной околоземной орбиты. Первая схема применялась на раннем этапе исследования Луны, поскольку она предъявляет умеренные требования к конструктивным решениям и системе управления. Все ракетные ступени работают непрерывно, обеспечивая управляемый разгон до околопараболической скорости. Однако схема непрерывного выведения, как правило, приводит к увеличению потребных энергетических затрат для достижения Луны вследствие неблагоприятных реализуемых баллистических решений. [c.273]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...