Силы и моменты, действующие на ракету

ГЛ. VI. силы и МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА РАКЕТУ [c.266]

Силы и моменты, действующие на ракету [c.56]

Рис. 12. Силы и моменты, действующие на ракету в полете

Аэродинамические силы и моменты, действующие на ракету, зависят от сил и моментов, действующих на ее отдельные части на корпус и аэродинамические поверхности (крылья, хвостовое оперение, воздушные рули, элероны). [c.95]

УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ 1. силы И МОМЕНТЫ, действующие на PH [c.56]

Для ориентирования ракет в пространстве с целью изучения сил и моментов, действующих на них, применяют системы координат стартовую, связанную, скоростную и др. [c.59]

Уравнения движения ракеты в произвольный момент времени t могут быть записаны в виде уравнений движения твердого тела постоянной массы, если представить себе, что ракета затвердела и застыла в момент времени t (т. е. перестала выделять из себя частицы) и что к полученному таким образом фиктивному твердому телу приложены 1) внешние силы, действующие на ракету, 2) реактивные силы и 3) силы Кориолиса . [c.242]

R чМо совпадают, эквивалентны. Отсюда следует, что для задания (или определения) любой системы сил, действующих на твердое тело, достаточно задать (определить) ее главный вектор и главный момент относительно некоторого центра, т. е. шесть величин, входящих в левые части равенств (49) и (50) [в случае рассмотренной, в 15 плоской системы сил — три величины, входящие в равенства (27)]. Этим нередко пользуются на практике, например, при задании (определении) аэродинамических сил, действующих на самолет, ракету, автомобиль, или при определении внутренних усилий в частях конструкции (см. задачу 26 в 20). [c.77]

Решение задачи приведения сил даёт следующий осн. результат любая система сил, действующих на абсолютно твёрдое тело, эквивалентна одной силе, равной гл. вектору К системы и приложенной в произвольно выбранном центре О, и одной паре сил с моментом, равным гл. моменту Мц системы относительно этого центра. Отсюда следует, что любую систему действующих на твёрдое тело сил можно задать её гл. вектором и гл. моментом, — результат, к-рым широко пользуются на практике при задании, напр., аэродинамич. сил, действующих на самолёт или ракету, усилий в сечении балки и др. [c.661]

Сухие отсеки слабо герметизированы, работают без наддува и нагружены силами реакции соседних отсеков корпуса ракеты и местным аэродинамическим давлением. В сечениях отсеков действуют изгибающие моменты М, нормальные силы N и перерезывающие силы Q. В расчетах отсеков на прочность необходимо учитывать температурное состояние конструкции, определяемое, в первую очередь, аэродинамическим нагревом. Сухие отсеки ракет, приспособленных к подводному старту, нагружены большим внешним давлением. Внешним давлением на активном участке полета нагружены и конические элементы переходных отсеков. [c.314]

Рассмотрим систему двух случайных функций X(t) м Y(t), характеризующих различные случайные процессы. Например, при старте на ракету действуют случайная сила и случайный момент (см. рис. В.2). Поэтому при исследовании возмущенного движения ракеты полезно знать о корреляционной зависимости этих случайных функций. [c.70]

На этих иллюстрациях мы видим этапы будущего полета пассажирской ракеты на Луну. Вот старт ракеты с Земли, со специально подготовленного трамплина. Затем показан момент отделения от ракеты первой ступени-самолета, который, как следует из пояснительного текста, поднял ее на высоту около 6 километров сама же ракета после этого продолжает двигаться под действием собственного двигателя. На следующем рисунке изображен ее полет между Землей и Луной под влиянием инерции и сил тяготения. Показан момент, когда еще идет нарастание скорости и пассажиры испытывают перегрузку (согласно тексту - 4,5 g). Далее мы видим свободный полет людей внутри гондолы в условиях невесомости. На другой картинке видно, что при свободном полете ракеты пассажиры могут выходить в скафандрах в безвоздушное пространство и лететь рядом с ракетой. И, наконец, на следующем рисунке показан обратный спуск ракеты на Землю сначала при помощи парашюта, а потом с использованием тормозящей реакции выхлопных газов. [c.122]

На практике топливо составляет только часть массы ракеты. Если т масса пустой ракеты, то уравнения (11.4) и (11.5) определяют максимально возможное увеличение скорости ракеты при заданной скорости истечения и,. Если к моменту времени i все топливо сгорит, то после этого ракета будет двигаться по инерции под действием ускорения силы тяжести. Максимальное расстояние ракеты от точки выключения двигателя определяется энергией (суммой потенциальной и кинетической энергии), которую ракета приобрела к этому моменту. Это расстояние зависит от расстояния г ракеты от центра гравитационного поля и скорости V (см. разд. 4.5 и 4.11). [c.341]

Если равнодействующая внешних сил равна нулю, то из (14) следует, что центр масс системы будет двигаться без ускорения, т.е. как материальная точка по инерции. В частности, если система тел первоначально находилась в покое, центр масс ее под действием внутренних сил не может никуда переместиться из своего начального положения, хотя части системы могут совершать как угодно сложные движения. Так, при разгоне ракеты из покоя газы улетят с разной скоростью на разных участках траектории, сама ракета будет непрерывно увеличивать свою скорость и удаляться как угодно далеко от места старта, но в любой момент времени центр масс газов и ракеты будет оставаться в точке старта, если на ракету не действуют внешние силы. [c.42]

Идеальная скорость многоступенчатой ракеты, как мы уже видели, также не зависит от времени расходования топлива и никакого влияния на идеальную конечную скорость не оказывает также и время, истекшее от момента сброса блоков предыдущей ступени до включения двигателя последующей ступени. Но в условиях действия сил тяготения перерыв между выключением и включением двигателей приводит, очевидно, к дополнительным потерям скорости. [c.33]

Интерцепторы (прерыватели) представляют собой тонкие непрерывно колеблющиеся пластинки. Эти пластинки, установленные в середине или на концах крыльев или стабилизаторов, во время полета ракеты непрерывно выдвигаются вверх или вниз за плоскость крыла— стабилизатора. Если в одном из положений они задерживаются дольше, чем в другом, то создают аэродинамическую силу как горизонтальные воздушные рули, так как поток, обтекающий крыло, наталкивается на выдвинутую пластинку и создает момент, а затем срывается с поверхности крыла. Давление на эту поверхность крыла уменьшается, вследствие чего появляется подъемная сила. Если интерцепторы установлены на вертикальных крыльях и выдвигаются вправо и влево, то они действуют как рули управления по направлению. [c.107]

На ракете в месте выхода газов из сопла двигателя устанавливаются газовые рули из жароустойчивых материалов. Газовая струя действует на рули по тем же законам, что и аэродинамическая сила на воздушные рули. Газодинамическая сила руля создает относительно центра масс ракеты момент, который и поворачивает ракету на определенный угол. После поворота ракеты на заданный угол газовые рули возвращаются в нейтральное положение. [c.108]

Формула далее говорит, что для получения большой силы тяги необходимо обеспечить большую скорость выброса газов относительно ракеты. Для этого нужно, чтобы на них действовали в момент выброса достаточно большие силы. Большие силы возникают только тогда, когда в камере сгорания создаются высокие давления. Но при определенной массе сгоревшего топлива давление становится большим только при очень высоких температурах газа в камере. Следовательно, условие получения больших скоростей выброса газов предъявляет новые требования к качествам топлива и окислителя горючее должно обладать высокой температурой горения и выделять во время горения большое количество тепла. [c.207]

Аэродинамическое управление. В случае если руль расположен по потоку воздуха, подъемной силы на нем нет. Но вот от рулевой машинки на руль подается усилие, и он становится под некоторым углом к набегающему потоку. На руле возникает сравнительно небольшая управляющая сила (площадь руля небольшая). Но так как рули находятся далеко от центра масс ракеты, момент, создаваемый управляющей силой, получается достаточно большим. Под его действием ракета поворачивается в заданном направлении вокруг центра масс. В результате образуется угол атаки и, как следствие этого, подъемная сила на крыле, величина которой значительно больше подъемной силы на рулях. Равно- [c.106]

До сих пор, рассматривая силы и моменты, действующие на ракету в полете, мы не ставили вопрос о том, какие нагрузки воспринимают отдельные узлы или блоки ракеты. Речь все время шла о ракете в целом, а равиодействугощие силы и моменты вводил ись и определялись ровно в той мере, в какой это было необходимо, чтобы найти законы движения ракеты как жесткого тела. [c.344]

Слагаемое (тху Ч-/) ф, имеющее размерность момента, как раз и отражает специфику переменной массы в условиях вращательного движения. Эту величину можно одновреме1Шо трактовать и как некоторый демпфирующий момент кориолисовых сил, возникающих в результате поворота потока частиц, дви-жуи1,ихся в баках, трубопроводах и камере дви1атсля. Подробнее мы поговорим об этом при рассмотрении демпфирующих моментов, действующих на ракету (стр. 279). [c.245]

Система аэродинамических сил, действующих на ракету, характеризуется результирующей силой и результирующим моментом Мл относительно точк G. Для заданной геометрической конфигурации и при данных плотности и температуре воздуха в классической механике полета величины и являются вектор-функциями скорости V, угловой скорости вращения Q и абсолютного ускорения (dV/dOae . без существенной ошибки можно пренебречь влиянием ускорения, однако тогда необходимо интерпретировать вектор-функции переменных V и Q как сечения векторного пространства при равном нулю абсолютном ускорении (dV/d/)a6 , но не как сечения при равном нулю относительном ускорении Проекции (X, Y, Z) вектора R и (L, М, N) [c.127]

При медленном программном разво[)оте угловая скорость ф и угловое ускорение ф малы. Тогда уравнение движения (6.4) превращается в уравнение равновесия. Левая часть уравнения обращается в нуль, шарнирным. моментом в балансе сил, действующих на ракету, можно пренебречь, а аэродинамический Момент сохраняет только статическую составляющую. Поэтому [c.289]

Математические зависимости для расчета действующих на ЛА сил и, юментов подробно рассмотрены в литературе по динамике и баллистике ракет. Тем ие менее для полноты проводимого ниже анализа я удобства ссылок далее приводятся наиболее употребительные формульные выражения для сил и моментов, учитываемых в уравнениях движения БР и ГЧ. [c.50]

Аэродинамические сила и момент. АЭРОДИНАМЙЧЕСКАЯ ТРУБА, установка, создающая поток воздуха или др. газа для эксперим. изучения явлений, сопровождающих обтекание тел. В А. т. проводятся эксперименты, позволяющие определять силы, действующие на самолёты и вертолёты, ракеты и косм, корабли при их полёте, на подводные суда в погружённом состоянии при их движении, исследовать их устойчивость и управляемость отыскивать оптим. формы самолётов, ракет, косм, и подводных кораблей, а также автомобилей и поездов определять ветровые нагрузки, а также нагрузки от взрывных волн, действующие на здания и сооружения. В спец. А. т. исследуются нагревание и теплозащита ракет, косм, кораблей и сверхзвук, самолётов. [c.43]

Из ф-лы (1) следует, что если Г. будет полностью свободен от постоянно действующих на него сил, т е. при М=0, ось Г. будет сохранять неизменное направле. ние по отношению к неподвижным звёздам, т. к. тогда ю = 0. Кратковрем. воздействие на ось такого Г. пары сил с моментом МфО вызовет смещение оси на малый угол, тем меньший, чем меньше ш, т. е, чем больше будет H = IQ. С прекращением же этого воздействия будет опять М = 0, а следовательно, и ш=0, так что смещение оси прекратится. Т. о., ось быстровращающегося свободного Г. практически не изменяет своего направления под влиянием кратковрем. внеш. возмущений (толчков) и в этом смысле устойчива. Важным свойством свободного Г. устойчиво сохранять направление своей оси пользуются в устройствах, применяемых для автоматич. управления движением самолётов, ракет и т. п., а также в ряде навигац. и др. приборов. [c.484]

На ракету действуют поверхностные и объемные нагрузки. К п о-верхностным нагрузкам относятся аэродинамическое давление, давление газов в камере сгорания и сопле двигателя, реакции различных опорных устройств и т. д. Объе м и ы е н а г р у з-к и являются следствием действия поля тяготения и инерции. В каждый момент времени система всех сил, приложенных к ракете, находится в равновесии. Это означает, что вектор равнодействующей объемных сил равен по значению и противоположен по знаку вектору paBjioдействующей всех поверхностных сил. Это следствие принципа Даламбера позволяет просто решать задачи, связанные с особенностями нагружения конструкций ракет. Силу тяги можно рассматривать как поверхностную силу, направленную по оси двигателя. При полете вне атмосферы эта сила является единственной поверхностной силой, приложенной к ракете. Следовательно, в этом случае равнодействующая объемных сил должна быть равна по значению и противоположна по знаку силе тяги. Из этого следует, что ракету в полете можно рассматривать как тело, находящееся в некотором поле тяготения, направление и интенсивность которого определяются силой тяги двигателей. Перегрузка этого поля = F/(mg), где F — сила тяги т — масса ракеты — ускорение свободного падения. То же будет и при полете в атмосфере при отсутствии поперечных сил. Только в этом случае [c.276]

Движение твердого тела около неподвижной точки является классической проблемой теоретической механики, но известные случаи Эйлера, Лагранжа и Ковалевской исследованы при весьма существенных ограничениях, налагаемых на действующие силы. Практическая гироскопия наших дней потребовала развития теории движения гироскопа при наличии сил сухого и гидродинамического трения, потребовала учета масс и моментов инерции механизмов подвески, вычисления реальных уходов осей симметрии гироскопов и создания теории сложных гироскопических систем. Мы сошлемся на монографию академика А. Ю. Ишлинского , содержание которой в значительной мере обусловлено новыми задачами гироскопии в связи с разработкой систем управления движущихся объектов (ракет, самолетов, судов и т. п.). [c.32]

Решение задачи приведения сил дает следующий основной резу, 1ьтат любая система сил, действующих иа абсолютно твердое тело, эквивалентна одной силе, равной главному вектору Н системы и н 1Иложеппой в нронзвол лю выбранном цент]1е О, и одной паре спл с моментом, равным главному моменту системы относительно этого центра. Отсюда следует, что любую систему действующих на твердое тело сил можно задать ее главным вектором и главным моментом—результат, к-рым широко пользуются на практике нри задании, напр,, аэродинамич. сил, действующих на самолет или ракету, усилий в сечеиии балки и др. [c.67]

СИЛЫ, действующие на стенки баков с некоторым сдвигом фазы по отнощению к возмущениям. Кроме того, при перемещениях жидкости смещается в поперечном направлении и центр масс системы, и возникает эксцентриситет тяги, что также приводит к дополнительным возмущающи.м моментам. При этом можно сразу и без предварительных расчетов сказать, что влияние подвижной жидкости на процесс стабилизации оказывается более заметным при больших диаметрах баков, т. е. для ракет малого удлинения. [c.415]

Смешанная схема управления угловым движением (с отклоняемыми двигателями или oплa иl) аналогична конструкции, применяемой на ракетах, где, как известно, управление движением центра масс осуществляется через управление угловым движением. Отклонение управляющего двигателя ступени разведения от ее продольной оси для создания управляюшего момента по тангажу пли рысканию приводит к одновременному появлению пары сил с ио.ментои и поперечной составляющей силы тяги (сила иа рнс, 4.6), линия действия которой проходит через [c.433]

Первый член в правой части уравнения (8.24) представляет центробежную / 0 2 силу ) второй — силу притяжения и третии — радиальную компоненту активного ускорения ракеты. Уравнение (8.25) выражает тот факт, что скорость изменения момента количества движения, приходящегося на единицу массы, равна моменту силы, действующей на единицу массы, т. е. произведению трансверсальной компоненты силы тяги ракеты на плечо г. [c.298]

На рис. 12.13 изображена схема переходного отсека. Отсек состоит из двух кольцевых шпангоутов, соединенных с обшивкой каждой ступени ракеты, и симметрично расположенных стержневых элементов фермы. От ступеней ракеты на отсек действуют нагрузки, значения которых определяют из эпюр моментов М, нормальных N и перерезывающих Q сил для соотБетствуюш,его расчетного случая. [c.329]

Для решения этой задачи на практике выбирают такую траекторию полета ракеты, которая очень быстро переходит из вертикальной в горизонтальную. Если в некоторый момент угол между направлением силы тяги и горизонтом равен 0, то гравитационный компонент, действующий против силы тяги, равен gsinO. [c.342]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...