Полет ракет в условиях атмосферы

ПОЛЕТ РАКЕТ В УСЛОВИЯХ АТМОСФЕРЫ [c.94]

В предлагаемой вниманию читателей книге рассказывается о законах движения ракет в условиях атмосферы, о аэродинамических силах, действующих на ракеты в полете, о дозвуковом, звуковом и сверхзвуковом режимах полета ракет. Книга также знакомит с аэродинамическим управлением ракет в полете. Она не претендует на полноту освещения рассматриваемых вопросов, а излагает лишь тот материал, который позволит читателю познакомиться с физическими основами полета ракет в атмосфере. [c.6]

Как уже было отмечено, даже ракетные измерения атмосферной температуры по существу являются косвенными. Режим полета ракеты и условия, существующие в верхних слоях атмосферы, не позволяют использовать обычные приборы, применяемые для измерения температур. Поэтому вместо анализа техники измерения температуры приходится обсуждать методы получения данных о температуре на основе измерений различных других, так называемых базисных величин. [c.327]

Во избежание возможности попадания радиоактивного изотопа в биосферу тепловой блок не должен разрушаться ни при каких условиях эксплуатации, а также в результате аварийных ситуаций, приводящих к разрушению самого генератора. Особенно жесткие требования предъявляют к тепловому блоку изотопного термогенератора космического назначения. Подобный генератор может подвергаться кратковременному тепловому воздействию в результате пожара на стартовой площадке или аэродинамического нагрева при возвращении в плотные слои атмосферы. При этом максимальная температура может возрастать до 1500—1800° С. В случае аварийного прекращения полета ракеты-носителя генератор может упасть на твердый грунт (максимальная скорость падения 100 м сек) или погрузиться в океан на глубину, где гидростатическое давление составляет 500—700 атм. При попадании в океан тепловой блок будет подвергаться также коррозионному воздействию морской воды. [c.153]

Формула Циолковского (15.182) получена при условии, что на движущуюся ракету не действуют внешние силы. Однако реально на ракету в полете действует сила тяжести, которая с высотой полета изменяется. При полете в атмосфере на ракету действует также сила аэродинамического сопротивления воздуха, которая изменяется как с высотой полета, так и при изменении скорости полета. [c.502]

Посмотрим, что дает нам составная ракета в идеальных условиях полета — за пределами атмосферы и вне поля тяготения. [c.31]

Скорость ракеты в идеальных условиях мы определяли через постоянную эффективную скорость истечения хЮе (1.9), которая определяет и пустотную удельную тягу. Для рассматриваемого полета за пределами атмосферы это правильно. Но значительная часть траектории располагается в пределах земной атмосферы, где удельная тяга ниже пустотной. Значит, необходимо учесть барометрическое давление рн. Но сделать это с помощью приведенных ранее элементарных выкладок не удается. Барометрическое давление представляет собой функцию высоты, задаваемую в табличной форме, а чтобы найти высоту, требуется еще раз проинтегрировать скорость. [c.35]

В относительно плотных слоях атмосферы, существующих на малых высотах, целесообразно вести ракету по криволинейной траектории с нулевым углом атаки. То, что ракета не имеет никакого угла атаки, означает, что ось ее вращения остается касательной к траектории полета. Наличие угла атаки у ракеты приводит к появлению значительного аэродинамического сопротивления подъемная сила, возникающая при этом, мала. (Исключение составляют крылатые снаряды). Если вектор силы тяги совпадает с осью ракеты, то кривизна траектории полета определяется действием гравитационного ПОЛЯ и зависит от начальных условий. Ракета в этом случае будет описывать кривую идеального разворота. Если обозначить символом угол наклона траектории к горизонту, то уравнения движения, присущие траекториям с нулевым углом атаки в однородном гравитационном поле, будут [c.737]

Условия аэродинамических полетов с очень большими скоростями и на больших высотах в сильно разреженной среде качественно отличаются от условий полетов при небольших скоростях и в нижних слоях атмосферы. Следовательно, и методы аэродинамических расчетов иные. В чем же заключаются особенности полета ракет с большими скоростями в разреженных средах [c.91]

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]

На ведущих кромках корпуса сверхзвуковых реактивных самолетов при скоростях полета около 4 Ма температура может достигать 1000—1500° С, а в головной части ракет при входе в плотные слои атмосферы— 1100—1300° С. В еще более тяжелых температурных условиях работают многие детали прямоточных— воздушно-реактивных и ракетных двигателей, а также некоторые узлы газовой турбины и форсажной камеры газотурбинных двигателей. Понятно, что для работы при таких температурах пригодны лишь тугоплавкие металлы и их сплавы, особенно N5 и Мо, как наиболее легкие и технологичные. [c.174]

Следует особо подчеркнуть, что под давлением р понимается исключительно барометрическое давление окружающей среды, но не истинное давление на поверхности ракеты, значение и закон распределения которого зависят от условий обтекания. Все добавочные силы, связанные со скоростью полета в атмосфере, относятся к категории аэродинамических и в выражение тяги не включаются. [c.21]

На участке выведения расчет траектории ведется численным интегрированием уравнений движения. Затем, пересчитывая параметры конца участка выведения Vк, Гк, -О-к на начальные условия VA, Га, О л свободного полета, можно продолжить траекторию дугой эллипса. Правда, в конце участка свободного полета снова нужно обращаться к численному интегрированию. Головная часть на участке спуска испытывает воздействие скоростного напора, причем значительно большего, чем испытывал корпус ракеты на участке выведения. Таким образом, при входе в плотные слои атмосферы заметно меняется скорость. Но вид самой траектории мало отличается от эллиптической, конечно, если головная часть не снабжена систе.мой самонаведения. Поэтому, если мы не ставим перед собой задачу определить возникающие аэродинамические силы, а нас интересует только полная дальность, то ее вычисление вполне можно произвести по параметрам траектории свободного полета. [c.326]

При очень больших скоростях полета некоторых типов ракет (примерно в 8 раз превышающих скорость звука), особенно в верхних, разреженных слоях атмосферы, могут возникать такие температуры, при которых образуется плазма. Аэродинамические расчеты для таких условий имеют свои особенности, [c.16]

Можно определить несколько видов баллистического или почти баллистического полета. Первым, и вероятно, наиболее важным, является запуск снаряда на баллистическую траекторию. Простейшим примером этого является снаряд, выбрасываемый из ствола орудия. Здесь управление заключается в определенной установке ствола орудия, и тяга прекращается, как только снаряд оставляет дуло орудия. Причины рассеивания снарядов можно разделить на две группы. К первой группе относятся причины, возникающие при движении снаряда в стволе орудия. Они включают разброс скорости вследствие неправильной установки ствола по азимуту и углу возвышения, что может быть названо ошибками наведения. Вторая группа причин характеризуется нестандартными атмосферными условиями, которые влияют на баллистическую часть траектории. В неуправляемой ракете процесс горения продолжается до тех пор, пока не истощится ракетное топливо. Управление на пассивной части траектории осуществляется посредством аэродинамических сил, действующих на стабилизирующие рули или на вращающееся тело ракеты. Можно сказать, что ствол орудия представляет собой активный участок траектории снаряда. В управляемой ракете скорость и положение измеряются в течение активного участка полета, причем тяга прекращается и управление осуществляется так, чтобы после включения двигателя снаряд двигался по надлежащей баллистической траектории к месту назначения. Как и для орудийных снарядов, рассеивание ракет определяется разбросом параметров движения в конце активного участка траектории и рассеиванием, возникающим в течение полета снаряда с выключенным двигателем. Для космического снаряда значительная часть полета с выключенным двигателем может происходить вне атмосферы. В этом случае аэродинамические эффекты будут давать меньшее рассеивание, чем то, которое давала бы система управления, если бы двигатель работал в течение этого периода. [c.669]

Мошиый импульс развитию электродуговых генераторов горячего газа дала ракетная техника. Для наземной имитации условий полета ракеты в атмосфере необходимо было получить сверхзвуковые струи воздуха, -нагретого до высокой температуры (для некоторых траекторий полета превышающей 10 ООО К). Эта задача была решена с помощью электродуговых устройств, получивших название плазмотронов. [c.3]

Последний член в полученном уравнении представляет собой теплоту, которая возникает, в пограничном слое в результате внутреннего трения. Он оказывается существенным только при больших скоростях потока. В условиях полета ракет или других аппаратов с большими скоростями в плотных слоях атмосферы трение и вызванный им аэродинамический нагрев становятся столь значительными, что принима- [c.136]

Такой подход, однако, неприемлем. Нет никаких гарантий, что при разрушении корпуса не будет поврежден сам боевой заряд, а такое повреждение в сочетании с местны.м перегревом чревато преждевременным траекторным взрывом. Кроме того, в условиях разрушения конструкции процесс последующего движения обладает очевидной непредсказуемостью. Даже исправная, неразрушающаяся ракета и то получает на атмосферном участке свободного полета некоторое неопределешюе изменение вектора скорости. Аэродинамические силы могут увести и действительно уводят ракету от расчетной траектории. В дополнение к неизбежны.м ошибкам для участка выведения появляются новые неучитываемые погрешности. Ракета падает с недолетом, перелетом, ложится правее или левее цели. Возникает рассеивание, которое вследствие неопределенных условий входа в атмосферу заметно возрастает. Если же смириться с разрушением корпуса и соответственно — с потерей стабилизации и скорости, то затяжная неопределенность движения приведет и вовсе к недопустимому увеличению рассеивания. Происходит нечто подоб- [c.52]

Органы управления данного вида характерны для головных частей баллистических ракет, предназначенных для полета в атмосфере с большими сверхзвуковыми скоростями в условиях интенсивного теплового воздействия со стороны набегающего воздушного потока, сопровождающегося обгаром н уносом теплозащитного покрытия. Эти условия, а также особенности ф нкц юнально-целевого предназначения головных частей как средств доставки боевого заряда к цели, диктуют иеобходимость использования наиболее простых аэродинамических форм головных частей (в виде тел вращения) и применения на них таких органов управления, которые при высокой эффективности наименьшим образом искажают аэродинамическую форму головной части и надежно [c.73]

Для номинальных условий полета все приведенные варианты программ задают одно н то же движение ракеты и в этом смысле они взаимно тождественны. В условиях возмущенного движения взаимная тождественность программ (3.4), (3.5) и (3.6) сохраняется, однако они не тождественны программам (3.2) и (3.3), которые, в свою очередь, не тождественны друг другу. Рассматривая приведенные программы управления как управляющие связи, можно констатировать, что связи (3.2), наложенные на вращательные движения ракеты, влияют в силу уравнений движения (3.1) на параметры ее поступательного движения, однако не полностью стесняют свободу поступательного движения БР. Действительно, уравнения (3.1) показывают, что вследствие действия возмущеннй (таких, как отклонення от номинальных значений массы ракеты и ее аэродинамических характернстик, тяги ДУ, вариации параметров атмосферы, ветер) реальное ускорение ракеты будет отличаться от программного ускорения даже при условии точной реализации программных значений углов тангажа и рыскания. Это вызывает соответствующие отклонения скорости и координат ракеты от их номинальных программных значений. Вследствие этого в реальных условиях движение ракеты будет происходить в так называемой трубке возмущенных траекторий, размеры которой определяются уровнем действующих возмущений. [c.264]

При входе ракетного аппарата в плотные слои атмосферы с большой скоростью воздух за ударной волной может иметь высокую температуру. В этих условиях даже при очень небольших значениях степени черноты диссоциированного н ионизированного воздуха в окрестности передней критической точки возникают значительные потоки энергии излучения от раскаленного воздуха к поверхности ракеты, возрастающие с увеличением скорости и уменьшением высоты полета. Расчеты, основанные па экспериментальных данных для отдельных газов, показывают, что при Т = = 12 000° К и нормальной плотности воздуха степень черноты газового слоя, толш,ина которого равна расстоянию от поверхности ракеты до ударной волны, составляет - 0,1. При Т = 8000° К и [c.437]

Максимальное аэродинамическое качество является важнейшей характеристикой, определяющей аэродинамическое совершенство ЛА. начение этой характеристики различно для различных типов ЛА и зависит как от аэродинамической формы ЛА, так и от условий полета. Такт, у головных частей ракет прн полете в атмосфере с большой сверхзвуковой скоростью величина пределах от 0,5 до 3-4 единиц в зависимости от аэродинамической формы ГЧ. У крылатых Л А самолетной схемы при сверхзвуковых скоростях полета ,3 = 8-10. Наибольшая величина максимального аэродинамического качества достигается у лучших конструкций спортивных планеров, предназначенных для совершения длительного парящего полета на небольших дозвуковых скоростях, и может составлять 40-45 еднн щ. [c.55]

Однопараметрическое семейство программ используется для дноступенчатых ракет с траекториями активного полета, целиком ежаши. 1и в плотных слоях атмосферы. Траектория полета разделяется а три участка участок вертикального полета, продолжительность оторого определяется условием безопасного старта участок ачального разворота ракеты по углу тангажа для отклонения раектории от вертикали (при этом появляется отрицательный угол таки), заканчивающийся в момент при дозвуковых скоростях полета [c.305]

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 ...