Управление полетом ракет

В современной ракетодинамике рассмотренные задачи Циолковского являются простейшими, так как в этих задачах траектория центра тяжести ракеты принимается прямолинейной, а влияние систем управления на летные характеристики вообще не рассматривается. У большинства современных объектов реактивного вооружения системы управления полетом ракеты есть системы управления на расстоянии (системы телеуправления), и их влияние на летные характеристики является определяющим. В самом общем случае система управления полетом ракеты состоит из следующих элементов [c.91]

На 36,5-й сек полета в ракету ударила молния, грозовой разряд из облачности прошел через ракету на Землю, и произвел аварию в электросети. Выключились 3 топливных элемента служебного отсека в командном отсеке погас свет, включились аварийные сигналы и многие сигнальные лампы, отказало большинство измерительных приборов. Было зарегистрировано прекращение телеметрической связи с кораблем. Второй грозовой разряд произошел через 13,5 сек после первого. Отказала гиростабилизированная платформа управления полетом ракеты и далее должен был произойти автоматический аварийный сброс командного отсека. [c.158]

Управление полетом ракет [c.106]

Обычно при определении параметров системы питания ЖРД с автономной турбиной исходят из необходимости получения наименьшего расхода газа через турбину т . Однако иногда бывает заданным. Это имеет место, когда газ после турбины подается в специальные рулевые сопла, создающие тягу для управления полетом ракеты. В этом случае расход газа через турбину определяется соотношением [c.331]

Дальнейшее управление полетом ракеты будем осуществлять в соответствии с выражениями (3.235) и (3.236), где вместо д й /(/) следует [c.366]

Произведя выстрел, лодка может погрузиться и продолжать управление полетом ракеты из перископного положения с помощью радиотехнических средств наблюдения и связи. Когда ракета выходит за пределы дальности действия лодочной радиолокационной станции, управление ею передается на выносной наблюдательный пункт (самолет или другие подводные лодки). [c.254]

При помощи гироскопических устройств по заданному курсу направляются движения судов в открытом море м совершаются слепые полеты самолетов. Гироскопические приборы используются для управления полетом баллистической ракеты и обеспечивают движение в заданном направлении торпеды. [c.253]

Появление ракет привело к дальнейшим усовершенствованиям гидравлических систем. Применяемая при беспилотном управлении летательными аппаратами гидравлическая система с электронным управлением характеризуется высокой мощностью при относительно малых размерах и весе и большой быстротой действия. Гидравлическая система в сочетании с бортовым радиолокатором и высокочувствительными автопилотами может быть использована для управления полетом, а также для корректировки аппарата при отклонении от заданного положения в продольной и поперечной плоскости и устранения сноса при порывах ветра. [c.340]

Вероятность того, что параметры одного из трех блоков системы управления баллистической ракеты выйдут за время полета из допусков, равны, соответственно, [c.55]

В,40-х годах было положено начало развитию свободных гироскопов для ракетной и космической техники — комплект из двух таких гироскопов в кардановом подвесе был применен для управления полетом баллистической ракеты V-2. Новая область использования не только вызвала необходимость значительного дальнейшего совершенствования конструкции свободных гироскопов, но и потребовала более тщательного и углубленного изучения их механики. [c.168]

Освоение космического пространства — это большая комплексная проблема, и указанные выше ассигнования идут, конечно, в разные области науки и промышленности. Львиную долю поглощает ракетная техника (мощеные ракеты-носители) и системы управления полетом. Так, например, в 1964 г. на работы по инерциальным системам управления полетом и инерциальной навигации в США было израсходовано более 1,5 млрд. долларов [c.23]

В основе конструкции РГЧ кассетного типа, по сравнению с моноблочной ГЧ, лежал сле-дуюш ий принцип. На платформу РГЧ последней ступени ракеты устанавливалось несколько боевых блоков, закрывающихся общим аэродинамическим обтекателем, который сбрасывался в конце активного участка полета ракеты. Затем платформа по команде системы управления ракеты отделялась и двигалась по баллистической траектории. Над целью специальным устройством ББ разделялись и далее летели по своим траекториям. [c.146]

Ракеты 217 предназначались для поражения с земли движущихся воздушных целей, причем стабилизация и управление в полете, а также приведение в действие взрывателей должно было осуществляться телемеханическими приборами, при полете ракет по световому лучу прожектора, освещающего цель. [c.264]

В результате этих работ получилась одноступенчатая тактическая баллистическая ракета, имеющая следующие характеристики максимальная дальность полета ракеты — 270 километров, максимальная стартовая масса — 13,4 тонны, сухая масса ракеты — 4 тонны, масса головной части — 1 тонна, масса боевого заряда обычного взрывчатого вещества — 785 килограммов, длина ракеты — 14,6 метра, максимальный диаметр корпуса — 1,65 метра, система управления — автономная, инерциальная, способ старта — газодинамический, топливо — этиловый спирт и жидкий кислород. [c.399]

Тяга или реактивная сила — это первая основная характеристика (параметр) любого ракетного двигателя. Измеряются эти величины в единицах силы, т. е. в ньютонах (килоньютонах). По величине тяги можно судить о том, для выполнения каких задач может быть применен данный двигатель, какого веса ракету он может поднять или какой космический корабль можно этим двигателем затормозить и т. п. В зависимости от назначения двигателя его тяга может колебаться в очень широких пределах. Так, для управления полетом космического аппарата иногда достаточно тяги, меньшей ЮН. В то же время для старта мощных космических ракет требуются двигатели с тягой в тысячи тонн, т.е. разница в тяге двигателей может составлять миллионы раз. [c.491]

К двигательным установкам систем разведения, систем управления полетом и маневрирования, систем ориентации и стабилизации баллистических ракет и КЛА предъявляются следующие основные требования [c.424]

Помимо двигательной установки и системы управления полетом, в состав ракеты входит полезный груз - [c.15]

А тем временем в ОКБ и десятках организаций оборонного комплекса на протяжении многих лет проводились научно-исследовательские и опытно-конструктор-ские работы по созданию ракеты-носителя и орбитального корабля. Были дооснащены наземный и морской командно-измерительные комплексы, включая ввод в строй нового центра управления полетом и задействование спутника-ретранслятора. [c.49]

Управление положением ракеты-носителя в полете осуществляется поворотом сопла. В качестве привода используется гидравлический механизм. [c.201]

Сборник завершается статьей М. Бисмю, в которой рассматривается оптимальное управление полетом ракет. Эта статья непосредственно не касается динамики спутников с двойным вращением однако исследуемые в ней задачи, помимо их самостоятельного значения, могут быть полезными для объединения исследования поступательного движения составных тел с задачей стабилизации их углового положения. [c.6]

Процессы в системах телеконтроля, телеуправления, стабилизации и других, которые функционируют в комплексе приборов управления полетом ракеты, определяются весьма сложными уравнениями. Изучение процессов, описываемых такого рода уравнениями, сводится к ряду трудных задач теории автоматического регулирования. [c.92]

Об оптимальном выборе реактивного ускорения. Лля эффективного управления полетом ракеты необходимо обеспечить оптимальный режим движения, т.е. с наименьшим расходом топлива [30]. Лругими словами, надо найти номинальный закон изменения с течением времени реактивного ускорения f t). [c.528]

Комплекс ракетного оружия, включающего ракету с ядерной или обычной головной частью, пусковую установку, средства наведения на цель, прове-рочно-пусковое оборудование, средства управления полетом ракеты, транс-портнью средства и другие устройства. [c.473]

Упругий корпус ракеты является важным динамическим звеном автоколебательного контура продольных колебаний. Этим, однако, далеко не исчерпывается его значение. Задачи устойчивости ракеты по отношению к изгибным и крутильным колебаниям, вопросы управления полетом ракеты, расчеты на прочность, выбор мест размещения телеметрии и некоторые другие вопросы также требуют достаточно полного и точного описания динамических свойств корпуса ракеты. В связи со столь широким и разнообразным диапазоном вопросов исследованию механических коле-б ний корпуса ракеты посвящено большое число оригинальных исследований, монографий и учебников. Наиболее известные работы этого плана выполнены К. А. Абгоряном, Л. И. Балабухом, Э. И. Григолюком, К. С. Колесниковым, Г. Н. Микишевым, Б. И. Рабиновичем, И. М. Рапопортом, В. П. Шмаковым и др. Мы ограничимся здесь ссылками на монографии [40, 49, 50, 82, 86] и учебник [1]. Некоторый минимум сведений о продольной динамике корпуса ракеты, достаточный для последующего изложения, будет приведен в этом разделе. [c.14]

В плотных слоях атмосферы основная задача управления полетом ракеты-посителя Satum V заключается в стабилизации, уменьшении нагрузок на упругую и аэродинамически неустойчивую ракету, никаких компенсаций возмущений отклонением вектора тяги не [c.216]

Для контроля боеготовности баллистических ракет на лодках, кроме системы ПУРС Мк-80, установлены цифровые автоматические контрольные устройства Датико (для БР Поларис А-1), или Акре (для БР Поларис А-2). Устройства осуществляют постоянный контроль за исправностью отдельных блоков ракеты с момента ее погрузки в стартовую шахту, периодический контроль всех систем запуска и управления полетом ракеты, полный контроль ракеты и отсчет времени в предстартовый период. Вычислительные устройства Датико и Акре работают по программе, вводимой на перфоленте. Показания датчиков сравниваются с данными программы, и результаты отражаются на световых табло и фиксируются автоматически на печатающих аппаратах. Устройства Датико и Акре соединены с блоками ракет через центральный щит системы Мк-80, расположенный в помещении поста управления ракетной стрельбой. На щит выведены индикаторы контрольно-измерительных приборов, электронных вычислительных машин, аппаратура управления и т. п. Два оператора,, обслужи- [c.257]

РЛС управляемых ракет предназначаются для вывода ракет после пуска в точку встречи с целью. В системе перехвата при управления ракетами класса воздух—воздух обычно применяются неавтономные системы (т. е. требующие после пуска получения информации от цели или пункта управления) с управлением ракетой по радиолучу или с самонаведением ракеты. При управлении по радиолучу траектория полета ракеты задается РЛС ист-)ебителя, сопровождающей цель по угловым координатам. 1ри отклонении ракеты от заданной траектории возникает сигнал рассогласования. Измерение параметра рассогласо- [c.376]

В США разрабатывается [47] голографический коор динатор для распознавания и сопровождения целей. Основным назначением такого коррелятора является выработка и контроль сигналов управления наведения ракеты на среднем и заключительном участках траектории полета. Это достигается путем мгновенного сравнения изображений земной поверхности, находящейся в поле зрения системы в нижней и передней полусфере, с изображением различных участков земной поверхности по [c.154]

Неожиданный импульс практическому применению инерциальных систем дала разработка баллистических ракет. С одной стороны, для баллистической ракеты инерциальный способ управления был крайне желателен ввиду его полной автономности и неподверженности искусственным и естественным помехам, с другой — благодаря кратковременности управляемого полета ракеты резко снижаются требования к скорости ухода гироскопов. [c.184]

В конструкции Викинга имелись и другие новшества, наиболее интересным из которых является метод управления полетом. От графитовых рулей здесь отказались главным образом потому, что они поглощали некоторую часть энергии двигателя. В ракетах Виюшг двигатель устанавливался на карданном подвесе таким образом, что сервомоторы могли отклонять ось двигателя для компенсации случайного отклонения. Триммеры на стабилизаторах ракеты были сохранены для увеличения эффективности последних. Бачок для перекиси водорода в первых образцах ракеты Викинг принял форму трубы, обвитой с целью экономии места вокруг корпуса турбины. В отличие от Фау-2 в Викинге зажигание осуществлялось без предварительной ступени. [c.355]

Прецессионные свойства вращаю-шегося ротора в различных условиях проявляются по-разному. В зависимости от схемы подвески гироскоп может нести функции как датчика углов, так и угловых скоростей. Гироскопический принцип может использоваться также для измерения скорости полета ракеты. И наконец, с помощью гироскопов создаются стабилизированные платформы, обеспечивающие необходимые условия для работы других командно-измерительных приборов. На этих вопросах мы и остановимся в той мере, в какой это необходимо для уяснения принципов управления баллистическими ракетами. [c.373]

Пока ракета-носитель не вышла на начальную орбиту, центр управления полетом несет только контрольные функции, не вмешиваясь в работу космодрома. Вместе с тем он получает информацию, необходимую для прогнозирования будушей орбиты космического объекта, а также случай вынужденного прекраш ения полета располагая текущей информацией, можно сделать выводы о районе аварийного спуска космического корабля и установить район его поиска. [c.482]

Система управления полетом S-II начинает функционировать после отделения S-I и получает команды от аппаратуры приборного отсека. В нее входит система управления вектором тяти, отклоняющая 4 периферийных двигателя на 7°. Эти двигатели укреплены па кардаповых подвесках и отклоняются двумя сервоприводами, имеющими автономные турбонасосные системы. Отклонения ЖРД обеспечивают управление ракетой по всем каналам. [c.15]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...