Траектории ракеты-носителя спутника

Траектории ракеты-носителя спутника [c.88]

ТРАЕКТОРИИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ СПУТНИКА 8У [c.89]

ТРАЕКТОРИИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ СПУТНИКА [c.91]

Применение численных методов при оптимизации траектории ракеты-носителя спутника Авангард позволило получить ряд интересных результатов. В качестве основных условий были взяты условия, упоминавшиеся ранее, т. е. ракета должна сообщить спутнику максимальную горизонтальную скорость на высоте 300 миль. При этом скорость па оптимальной траектории оказывается примерно на 200 фут сек большей, чем на траектории нулевой подъемной силы. Хотя эта величина составляет менее 1 % от полной скорости, она все же весьма ощутима с технической точки зрения. Как и следовало ожидать, траектория нулевой подъемной силы не является оптимальной. Поэтому лишь на начальном участке полета большинство реальных ракет движется по траекториям нулевой подъемной силы. Такая траектория может служить в качестве опорной траектории, так как ее основные физические особенности просты и понятны. К тому же она зависит всего лишь от одного параметра в том смысле, что выбор начального угла наклона ( 1), или Г, определяет всю траекторию. Поэтому для любой данной ракеты существует единственная траектория нулевой подъемной силы, соответствующая требуемой высоте вывода. [c.98]

Остановимся сначала на характеристиках ракеты-носителя спутника, ее траектории и влиянии этих факторов на выбор орбиты геофизического спутника. [c.85]

Характеристики трехступенчатой ракеты-носителя. На рис. 4.3 схематически изображена типичная траектория ракеты, выводящей спутник на орбиту. Здесь показаны основные участки такой траектории. Стартует ракета-носитель вертикально, поэтому траектория начинается с короткого вертикального участка. Когда этот участок благополучно пройден, ракета выходит на криволинейную траекторию, приближающуюся к горизонтальному направлению, вдоль которого в конце пути ракета сообщает спутнику орбитальную скорость. Для уменьшения потерь от аэродинамического сопротивления желательно, чтобы ракета быстро прошла сквозь. [c.88]

Важной целью теоретического изучения характеристик ракеты-носителя спутника является выяснение того, насколько они удовлетворяют поставленным требованиям. Для изучения этих характеристик необходимо знать траекторию полета, которая определяется основными законами механики. Определение траектории заключается в решении системы дифференциальных уравнений, описывающих движение ракеты-носителя. Система основных уравнений может принимать различную форму в зависимости от количества и характера тех эффектов, которые считаются пренебрежимо малыми или же могут быть учтены в виде малых поправок, сравнительно не сложно вычисляемых. [c.89]

В целом ряде научных экспериментов желательно, чтобы орбита спутника охватывала как можно больший диапазон широт, для чего ее наклон к экватору должен быть по возможности наибольшим. По соображениям безопасности запуски ракет-носителей спутников с испытательного полигона Военно-воздушных сил ограничены в этом отношении расположением Антильских островов (рис. 4.30). Поэтому азимуты запусков должны лежать в определенных пределах и наклон орбиты не должен превосходить максимального значения, равного приблизительно 35°. Получаемое покрытие земной поверхности показано на рис. 4.31. Там же изображены проекции траектории спутника на земную поверхность. [c.107]

Весьма значительны успехи США в освоении космического пространства, из которых наиболее выдающимися являются крупные достижения в области использования околоземного пространства в научных и прикладных целях, успешные экспедиции на Луну, получение многочисленных фотографий поверхности Марса с помощью космических аппаратов на пролетных траекториях и околопланетной орбите, исследование Юпитера с пролетной траектории, исследование Венеры и Меркурия одним космическим аппаратом, шесть месяцев работы трех экипажей экспериментальной орбитальной станции. По нескольку спутников с помощью собственных ракет-носителей запустили также Франция, Великобритания, Япония [c.10]

Предположим, что для экспедиции на Луну используется шестиступенчатый ракетный комплекс, причем четыре ступени расходуются для вывода корабля на траекторию полета к Луне, а две — для посадки на Луну и старта с нее. Можно сказать и иначе (так обычно и говорят) ракета-носитель — четырехступенчатая, а космический корабль имеет две ракетные ступени. Пусть первые три ступени выводят космический корабль на промежуточную круговую орбиту спутника Земли, расположенную на высоте 200 км. Круговая скорость на этой высоте равна 7,8 км/с. Оценим величину гравитационных потерь скорости и потерь на сопротивление в 1,2 км/с, т. е, будем считать, что выход на орбиту потребовал характеристической скорости, равной 9 км/с. Каждая из использованных трех ступеней сообщила кораблю идеальную скорость 3 км/с. [c.271]

Безостановочными облетами мы называем гиперболические пролеты мимо планет, не сопровождающиеся выходом на орбиту искусственного спутника планеты. Наличие человека на борту корабля, совершающего подобный межпланетный перелет, позволяет более просто организовать автономную навигацию и коррекцию при сближении с планетой. Это обстоятельство не вносит особых корректив в траекторию по сравнению с облетом планеты автоматической станцией, сопровождающимся возвращением к Земле. То же, естественно, касается и характеристической скорости. Однако начальная масса ракеты-носителя возрастает во много раз. [c.447]

Сейчас, однако, мы вернемся к более близким к Земле траекториям. Мы видим, что в диапазоне скоростей О <С гл <С 2 траектория полета во всех случаях представляет собой эллипс. Правда, этот эллине в частных случаях может вырождаться в окружность, а при вертикальном полете при -.4 == 90° и в прямую. Траектория может пересекаться с зем ной поверхностью, а может и не пересекаться. Первого типа эллиптические траектории свободного полета свойственны баллистическим ракетам дальнего действия, второго типа — последним ступеням ракет-носителей, искусственным и естественным спутникам планет. [c.322]

Движение ракеты-носителя по пространственной траектории. Действительное движение ракеты, выводящей спутник Авангард , будет происходить в трех измерениях. Для изучения таких траекторий и орбит спутников вводятся специальные системы координат, описываемые в приложении 4А к настоящей главе. Эта проблема, а также и ряд других, рассматриваемых здесь, изложены более подробно в работе [8]. [c.94]

В действительности траектория ракеты-носителя спутника не вертикальна, а искривлена. Тем не менее полученные выражения отражают некоторые ее важные черты. Основной прирост скорости ракеты определяется членом с1пШв уравнении (4.3). Величину с часто записывают в виде произведения Ig, где I — удельный импульс, имеющий размерность времени. Удельный импульс I зависит от эффективности преобразования химической энергии топлива в двигателе ракеты в кинетическую энергию вытекающих газов, а отношение масс 91 зависит от качества конструкции ракеты. Стремление к максимальному уменьшению веса конструкции является здесь главнейшей целью. Удельный импульс I и отношение масс 9 — это две основные величины, характеризующие качество ракеты. Как можно видеть, к моменту выгорания топлива составляющая скорости, обусловленная основным членом с 1п Щ , прямо пропорциональна удельному импульсу и логарифму отношения масс. Из уравнения (4.3) видно также, что скорость ракеты будет тем больше, чем скорее будет израсходовано топливо. Это происходит из-за наличия члена g h — о)- Удельные импульсы современных ракет имеют величину 200 сек и более. В ближайшем будущем благодаря разработке новых химических топлив можно надеяться лишь на умеренное увеличение этой цифры. Существуют также практические пределы и для безопасного снижения веса конструкции ракеты-носителя. Можно добиться значительного увеличения эффективного отношения масс, делая ракету составной, т. е. состоящей из ряда ступеней, каждая из которых представляет собой самостоятельную ракету. Эффективность многоступенчатой ракеты возрастает с увеличением количества ступеней. Однако из практических соображений в качестве оптимального варианта для ракеты-носителя спутника Авангард была выбрана трехступенчатая конструкция. [c.90]

Пусть производится запуск спутника с помош ью ракеты-носителя на орбиту Кр > Предполагается, что вектор Ур в конце активного участка касателен орбите. Лля нахождения соотношения между Ур, О к (угол наклона траектории) и i max5 тш (максимальный и минимальный радиусы эллиптической орбиты) надо воспользоваться уравнениями (3.12) и (3.15). Получим в результате преобразований [c.90]

В книге в доступной форме, без применения сложного математического аппарата, но вместе с тем вполне строго излагаются основы космодинамики — науки о движении космических летательных аппаратов. В первой части рассматриваются общие вопросы, двигательные системы для космических полетов, пассивный и активный полеты > поле тяготения. Следующие части посвящены последовательно околоземным полетам, полетам к Луне, к телам Солнечной системы (к планетам, их спутникам, астероидам, кометам) и за пределы планетной системы. Особо рассматриваются проблемы пилотируемых орбитальных станций и космических кораблей. Дается представление о методах исследования и проектирования космических траекторий и различных операций встречи на орбитах, посадки, маневры в атмосферах, в гравитационных полях планет (многопланетные полеты и т. п.), полеты с малой тягой и солнечным парусом и т. д. Приводятся элементарные формулы, позволяющие читателю самостоятельно оценить начальные массы ракет-носителей и аппаратов, стартующих с околоземной орбиты, определить благоприятные сезоны для межпланетных полетов и др. Книга содержит большой справочный числовой и исторический материал. [c.2]

Имя С. П. Королева, как создателя первых в мире космических ракетных систем, навсегда вписано в историю развития ракетной техники и стало ее знаменем. Но за последние два десятилетия у нас в Союзе выросли и развились и новые самостоятельные научно-технические школы, решающие вопросы ракетной техники на более высокой ступени технического развития. Одним из больших достижений последних десятилетий явилось создание ракеты-носителя Протон , в несколько раз более мощной, чем ракета, с помощью которой был осун ествлен запуск первого спутника. Начиная с 1965 г. с помощью этого носителя было обеспечено выведение на орбиту серии спутников и орбитальных станций массой до 20 т. При помощи этого носителя на траектории с облётом Луны был выведен ряд аппаратов серии Зонд , автоматы, доставившие на Землю лунный грунт и обеспечившие исследование Луны при помощи атомата-лунохода. Наконец, носитель Протон в сочетании с новыми дополнительными ракетными блоками, стартующими с низкой орбиты, позволил вывести к Марсу и Венере автоматические станции, совершившие посадку на поверхность этих планет, обеспечил выведение спутников достаточно большого веса на стационарные земные орбиты. [c.15]

Другими интересными примерами задач оптимизации траектории являются задачи вывода спутника на орбиту. Если считать, что основные параметры и летные характеристики ракеты-носителя заданы, то, например, представляет интерес осуществить такой вывод спутника на орбиту, чтобы высота перигея была наибольшей, с целью предотвратить снижение, вызываемое аэродинамическим сопротивлением. В других случаях может потребоваться минимизировать высоту апогея, максимизировать среднее арифметическое апогея и перигея и т. д< В любой из этих задач W будет зависеть лишь от г/ и г , так что из уравнения (2,6) следует, что tg ij) будет линейной функцией времени ). Для определения коэффициентов этой линейной функции приходится использовать тот или иной прием приближения, однако здесь, как и в задаче о максимальной дальности полета, главная ценность результата заключается в том, что он подсказыв ает характер функциональной зависимости ij) от [c.43]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...