Величина тяги ракеты

Величина тяги ракеты тесно связана с секундным расходом (т. е, скоростью расхода) топлива в ее двигателе, а следовательно, и со скоростью изменения массы самой ракеты. Как будет показано в 12.2, применение теоремы количеств движения в интегральной форме к случаю одномерного установившегося истечения из сопла двигателя ракеты приводит к следующему выражению для силы тяги [c.18]

Все предыдущие рассуждения относились к тому случаю, когда величина тяги ракеты считалась постоянной и единственным изменяемым параметром было время выгорания топлива. Однако большие потери в скорости и дальности при полете малых ракет в атмосфере, иллюстрацией чего служат рис. 1.11 и 1.12, наводят на мысль, что более выгодным в отношении минимизации потерь от трения о воздух и от силы тяжести будет режим переменной тяги. Для строгого определения оптимальной программы тяги необходимо пользоваться методами вариационного исчисления, как, например, в работе [17]. [c.29]

Величина тяги ракеты [c.400]

ВЕЛИЧИНА ТЯГИ РАКЕТЫ [c.401]

Предлагаемая книга содержит описание последних достижений в области ракетных двигателей на химическом топливе, включая характеристики двигательных установок, свойства топлив и технологию их промышленного изготовления, механизм горения и устойчивость, совместимость двигателя с ракетой, управление направлением и величиной тяги. Уже имеются специальные монографии и по твердым топливам [103, 178], и по жидким [67] здесь, пожалуй, впервые оба эти типа ракетных двигателей рассмотрены совместно. Кроме того, в книге показано, как изложенные теоретические принципы применяются на практике к высокоэффективным двигательным установкам (ДУ) ракет-носителей и космических летательных аппаратов. [c.13]

Как видно из уравнения (3), для минимизации изменения массы аппарата и, следовательно, расхода топлива в случае двигателей большой тяги с постоянной скоростью истечения необходимо минимизировать интеграл по времени от реактивного ускорения. Из уравнения (4) следует, что для минимизации расхода топлива в случае двигателей малой тяги с постоянной мощностью на выходе необходимо минимизировать интеграл по времени от квадрата реактивного ускорения. Уравнения (3) и (4) позволяют при постановке оптимальных задач рассматривать только параметры движения космического аппарата вне зависимости от его массы, мощности на выходе или скорости истечения. Можно показать, что даже для многоступенчатых ракет минимизация правых частей уравнений (3) и (4) ведет к максимизации полезной нагрузки при условии, что величина тяги может произвольно изменяться. [c.164]

Формулировка задачи. Найти такую программу для величины тяги, которая обеспечивала бы максимальную высоту вертикального подъема ракеты при следующих предположениях [c.725]

Поместим мысленно нашу ракету в свободное пространство и включим ее двигатель. Двигатель создал тягу, ракета получила какое-то ускорение и начала набирать скорость, двигаясь по прямой линии (если сила тяги не меняет своего направления). Какую скорость приобретет ракета к моменту, когда ее масса уменьшится от начальной то до конечной величины /тг Если допустить, что скорость истечения w вещества из ракеты неизменна (это довольно [c.25]

В заключение заметим, что обычное ощущение силы тяжести, весомости (в земных условиях) имеет ту же природу, что и перегрузка в космическом полете. Как это ни может показаться парадоксальным, весомость любого предмета в обычных условиях также определяется полностью величиной внешней поверхностной силы — силы реакции опоры (предмет сжат) или подвеса (предмет растянут). Тот факт, что сила реакции пассивна , а сила тяги ракеты активна , совершенно несуществен. Натяжение троса, на котором неподвижно висит кабина лифта, из пассивного может стать активным, когда лифт начнет подниматься, но во всех случаях ускорение падения предметов, наблюдаемое внутри кабины, полностью определяется внешней поверхностной силой — натяжением троса — и равно по величине сообщаемому этим натяжением ускорению (т. е. равно этой силе, деленной на массу лифта). В частности, это верно и в случае, когда лифт неподвижен (коэффициент перегрузки равен единице). Нет разницы между действиями натяжения троса и силы тяги ракетного двигателя, а сила притяжения лифта к Земле никакой роли в наших рассуждениях не играла ). [c.82]

При выводе формулы (15.182) не делалось никаких предположений относительно величины тяги и величины ускорения. При движении ракеты в пространстве без тяготения и при отсутствии сопротивления среды тяга реактивного двигателя и ускорение ракеты могут быть большими или малыми, переменными или постоянными на величине максимальной скорости полета это никак не сказывается. Кроме того, при выводе формулы (15.182) не делалось никаких предположений относительно природы отбрасываемых масс. Важна лишь скорость с, с какой они отбрасываются. [c.457]

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]

Тяга ракетного двигателя не зависит от величины скорости полета ракеты. Удельный расход топлива Суд — это отнощение веса топлива, потребляемого в единицу времени, к величине тяги. Этот параметр особенно важен и удобен для того, чтобы судить о характеристике системы двигатель—топливо. Удельный расход топлива выражается так [c.118]

Для двигателей верхних ступеней ракет при незначительных величинах тяги потери удельного импульса тяги, связанные с охлаждением, усложнением схемы и повышением массы по сравнению с двигателями без дожигания, не всегда компенсируются выигрышем в удельном импульсе тяги. Кроме того, в двигателях верхних ступеней ракет высокие степени расширения газов в сопле (высокие удельные импульсы тяги) могут быть полу- [c.12]

Таким образом, особенности охлаждения этого двигателя были таковы, что при сравнительно большой тяге он работал максимум 10 с (хотя в ряде случаев из-за неустойчивого процесса горения прогары наступали и раньше), а увеличение длительности его работы до 20—30 с оказывалось возможным лишь при значительных потерях в величине его тяги. Но малая тяга никоим образом не устраивала Р. Годдарда, так как в этом случае он, по существу, не получал выигрыша в высоте подъема своей ракеты по сравнению с предыдущей ракетой меньшего размера. Получался своего рода порочный круг можно было обеспечить удовлетворительную величину силы тяги, но тогда время работы двигателя становилось незначительным при большой же длительности работы величина тяги оказывалась слишком малой. И в том и в другом случае не удавалось получить выигрыш в высоте полета ракеты. [c.36]

Условия работы двигателя на некоторых летательных аппаратах, например иа самолетах и зенитных ракетах, требуют изменения тяги двигателя прн полете. Так для самолетных ЖРД требуется изменять величину тяги двигателя в 8—10 раз. [c.115]

Таким образом, мы приходим к выводу, что при активном подъеме ракеты величину тяги желательно изменять в зависимости от этапа полета. Это можно делать, сжигая [c.34]

Таким образом, тяга ракеты на уровне моря меньше, чем на большой высоте, причем величина этой разницы зависит от того, насколько конструкция сопла соответствует рабочему режиму [9]. Принимая во внимание, что в существующих конструкциях эта разница, как правило, составляет менее 20% от величины полной тяги (рис. 1.5), величину Е в уравнении (1.2) допустимо считать постоянной, если при этом и секундный расход топлива на активном участке остается постоянным. [c.18]

Следует заметить, что тяга Р в уравнении (1.4) является чистой тягой, полученной путем вычитания силы полного внешнего давления из величины тяги двигателя. Эта сила внешнего давления, являющаяся равнодействующей сил давления атмосферы на корпус ракеты и направленная против ее движения, вычисляется как произведение местного внешнего давления на осевую проекцию выходного сечения сопла, т. е. равна РоА . Разность между силой фактического давления на корпус при полете ракеты и равнодействующей сил статического внешнего давления / о и представляет собой силу аэродинамического сопротивления. [c.19]

К сожалению, уравнения, определяющие траекторию гравитационного разворота, нелинейны и не допускают получения решения в замкнутой форме даже в том случае, если силой сопротивления пренебречь, а поле силы тяжести считать однородным (что, как отмечалось выше, является хорошим приближением, если длина активного участка мала по сравнению с радиусом Земли) и рассматривать одноступенчатую ракету с постоянной величиной тяги и постоянным секундным расходом. С другой стороны, весьма неудобно и невыгодно интегрировать эти уравнения на вычислительной машине всякий раз заново, для каждой новой задачи, тем более, что при таких расчетах большей частью не требуется высокой точности результатов. Поэтому очень желательно было бы проинтегрировать их раз и навсегда и представить решение в простой и ясной форме. Одна из имеющихся здесь трудностей заключается в том, что даже для случая плоского движения возможные траектории образуют семейство кривых, зависящих от трех параметров величины начальной скорости Уо, угла между вектором о и вертикалью (часто называемого углом начального опрокидывания) и начального отношения тяги к весу (тяговооруженности) п (считая, что тяга и секундный расход постоянны). Достаточно же удобное представление семейства траекторий, зависящих от трех параметров, которые сами меняются в некоторых пределах, затруднительно. Количество параметров можно свести к двум, если принять во внимание, что обычно гравитационный разворот начинается вскоре после старта, когда величины [c.45]

Нейтрализация заряда. Скорость движения ионов после прохождения ускоряющего электрода дается уравнением (7.26). Конечная же скорость пучка зависит от потенциала внешнего пространства (на некотором расстоянии от ракеты) по отношению к потенциалу ускоряющего электрода. Если этот потенциал будет существенно положительным сравнительно с потенциалом ускоряющего электрода, то скорость движения ионов будет падать и эффективная скорость истечения также снизится. Из соображений большей общности будем предполагать, что за ускоряющим электродом существует некоторое электрическое поле. Если это наружное поле равно нулю, то величина тяги будет определяться формулой (7.35). Практически достаточно, чтобы наружное поле было весьма малым но сравнению с полем перед электродом. [c.279]

Рассмотрим теперь движение ракеты с двигательной системой ограниченной мощности в поле центральной силы, например в поле притяжения Земли. Поскольку практически достижимая величина тяги такой системы очень мала (ионные двигатели могут сообщать ракете активные ускорения, равные лишь 10" — 10" g), мы будем предполагать, что ракета стартует не с поверхности Земли, а с некоторой начальной орбиты, куда она была предварительно выведена с помощью химической ракеты или ракеты с ядерной силовой установкой, служащей для нагрева рабочего газа. Мы будем везде в дальнейшем говорить о движении ракеты в поле Земли, хотя все сказанное в равной степени относится и к движению в поле других планет. Луны или Солнца. Таким образом, будет изучаться движение ракеты в гравитационном поле одного тела, масса которого сосредоточена в его центре. Кроме того, ограничимся рассмотрением лишь движения в плоскости. [c.297]

В этой главе будут обсуждаться следующие вопросы определение тяги ракеты через скорость и секундный массовый расход выбрасываемого вещества, а также определение этих величин через размеры сопла и такие свойства газа, как давление, температура, молекулярный вес и отношение удельных теплоемкостей. [c.400]

Задача 879. В конце пускового участка ракета имеет скорость, величина которой равна v , а угол наклона к горизонту а . В дальнейшем движение ракеты регулируется таким образом, что величина скорости остается постоянной. Найти уравнение траектории ракеты, считая, что сила тяги направлена по направлению скорости. Поле силы тяжести считать однородным, массу ракеты постоянной аэродинамической подъемной силой и сопротивлением воздуха пренебречь. [c.317]

Но зато ускорения, сообщаемые космическому кораблю другими силами (тягой реактивного двигателя ракеты-носителя и сопротивлением воздуха на участках выхода на орбиту и спуска на Землю), резко возрастают и соответственно возрастают силы инерции. Ускорения, сообщаемые тягой реактивного двигателя при запуске космического корабля и выводе его на орбиту спутника Земли, достигают десятка g. Такой же величины достигают и те ускорения (отрицательные), которые создает сопротивление воздуха при входе космического корабля в плотные слои атмосферы. [c.358]

Поверхностные нагрузки, действующие на ракету в различных условиях эксплуатации, могут быть программными и случайными. Основной программной нагрузкой на активном участке полета является сила тяги двигателей, отклонение которой от номинального режима весьма незначительно. Аэродинамические нагрузки зависят не только от программных величин (скорости и угла атаки), [c.277]

Несмотря на высокую точность изготовления ракеты, она имеет некоторую асимметрию, порождающую возмущающий момент, приложенный к ракете, в результате чего угол атаки стремится уклониться от нуля. Причиной такого возмущения могут быть отклонение от идеального направления силы тяги, дефекты системы управления рулями, несбалансированность и т. д. Чтобы уменьшить дисперсию траекторий, обусловленную такой асимметрией, в особенности в момент старта, необходимо посредством дифференциального управления рулями сообщить ракете движение крена, которое должно нейтрализовать эффект асимметрии. Скорость крена должна быть не слишком велика вследствие возможности возникновения неустойчивости Магнуса или взаимодействия с колебаниями конструкции и не слишком мала вследствие неопределенности величины возникающего отклонения. [c.166]

При неупругом присоединении массы (например, при конденсации) величина (Э < О — часть приращения внутренней энергии переходит в теплоту. При сверхупругом присоединении массы (в случае ракеты т < 0) Q > 0. Если Q т, то величина относительной скорости постоянна. Это условие является обоснованием гипотезы Циолковского о постоянстве относительной скорости истечения газов реактивной струи. Однако для многих ракетных двигателей постоянной величиной является мощность Q. Следует также отметить, что при движении ракеты с постоянной тягой тс = — мощность Q = Гс /2. [c.164]

Для регулирования величины тяги в РДТТ, установленных, например, на ракетах, предпочтительнее применять твердотопливный газогенератор. Расход продуктов сгорания в газогенераторе можно изменять, используя тот факт, что скорость горения большинства ТРТ зависит от давления. Эта особенность позволяет предложить простую схему регулирования тяги с переменным расходом (рис. 125, а). Давление в генераторе регулируется изменением площади проходного сечения в клапане при ее уменьшении давление возрастает, что вызывает рост скорости горения и, следовательно, расхода. [c.213]

Лоуден также вывел [20] равенства, связывающие функцию переключения величины тяги с базис-вектором и массой ракеты. На участке нулевой тяги функцию x(t) можно определить из равенства [c.716]

Основной проектной характеристикой двигателя является его тяга. Это, собственно говоря, масштабная характеристика. Для большой ракеты нужна большая тяга, для малой—малая. Величина тяги определяется назначением двигателя и меняется в весьма широких пределах. А.мериканскпй двигатель Р1, например, дает у поверхности Земли тягу 690 тс, а связка пяти таких [c.104]

На фиг. 5. 3 представлен ракетный двигатель с горянхим по торцу зарядом и двухступенчатой тягой, который дает около 66 кг тяги в течение 4 сек. в период разгона ракеты и 22 /сг в течение последующих 8 мин. маршевого полета (кривые изменения тяги и давления этого двигателя по времени приведены на фиг. 5. 4) [7]. В этой конструкции, краткое описание которой приведено в подписи под фигурой, величина тяги двигателя изменяется только посредством изменения скорости горения топлива. [c.253]

К таким задачам, в частности, относится изменение тяги двигателя ракеты или космического аппарата с целью получения оптимальных характеристик их полета. Как известно, в применении к ЖРД такое регулирование освоено и применяется довольно часто. Для двигателей твердого топлива — несмотря на то, что эти двигатели значительно проще по схеме, чем жидкостные, — регулирование величины тяги осуществляется со значительно большим трудом и применяется реже. Однако выигрыш в ряде важнейших характеристик ракет и космических аппаратов при введении регулирования их двигателей столь очевиден и заметен, что интерес к проблеме регулирования РДТТ не ослабевает, о чем свидетельствуют довольно многочисленные публикации в этой области. [c.297]

На твердотопливных ракетах Bo3Njo -Ho Tb управлять вектором тяги состоит только в изменении желаемым образом его направления. На жидкостных ракетах, как отмечалось ранее, в дополнение к этому существует возможность изменения в определенных пределах такке и величины тяги путем форсирования или дросселирования двигателя. Таким образом, можно сказать, что на жидкостных ракетах вектор тяги двигательной установки управляем полностью как по направлению, так н по величине. [c.62]

Состояние невесомости наступает в баллистических ракетах ) и космических кораблях после того, как прекратилась работа двигателей и ракета или космический корабль вышли из плотных слоев атмосферы. Вначале под действием силы тяги реактивных двигателей (см. 124), направленной вверх, ракета или корабль движутся с большим ускорением о и набирают вертикальную скорость. В это время на корабль и находящиеся в нем тела, помимо силы земного тяготения и силы тяги двигателей, действует сила сопротивления воздуха, направленная против скорости корабля, т. е. ВНИИ, и несколько уменьшающая ускорение корабля. Но все же это ускорение а по величине значительно превосходит ускорение свободного падения g (например, по данным иностранной печати а может достигать 9—10 ). В этом случае корпус корабля и все тела в кабине корабля будут находится в таком же состоянии, как тела, взвешиваемые в кабнне лифта, движущегося кверху с ускорением а. [c.190]

За внутренний параметр выберем смещение опорной площадки стола, за внешний — время возрастания тяги с момента воспламенения от нуля до величины, равной стартовому весу ракеты, Для построения зависимости между этими параметрами необходимо решение динами-чески-теплопрочностной задачи. Должно быть составлено уравнение движения массы ракеты и уравнения движения стержней, изгибающихся под действием продольных сил. Жесткость стержней должна вычисляться шаг за шагом в зависимости от температуры. По диаграмме определится степень опасности состояния, [c.43]

При помощи уравнения движения решается большинство задач по тяговым ракетам. Для этого необходимо предварительно определить величину ускоряющей силы /, — Х1-Ц, и так как — хил является функ-скоростн V и веса поезда Q, то при движении поезда с неравномерной скоростью величина ускоряющей силы всё время изменяется. Определив Тк по диаграмме силы тяги, (см. фиг. 9 и 10) и тк по формулам (24) — (38), можно для каждой скорости найти значение [c.231]

Как уже было указано, процесс нахождения расчетных случаев для элементов корпуса ракеты весьма трудоемок. Чтобы упростить расчет, на стадии предварительного проектирования можно ориентироваться на моменты полета, соответствующие наибольшим значениям скоростного напора тяги двигательной установки температуры конструкции Г ахт перегрузок rt maX и г/тах. а также величины (П5с7 )тах- Эти моменты полета в предварительных проектировочных расчетах могут рассматриваться как расчетные случаи. Необходимо отметить, что последующие расчеты позволяют уточнить расчетнь1е случаи по Рт х и т. д. Кроме полетных случаев при расчетах рассматривают случаи транспортировки ракеты и ее отсеков в горизонтальном положении, случаи действия ветровых и сейсмических нагрузок. [c.276]

Если в своем анализе пойти дальше и рассмотреть движение ракеты с учетом сил аэродинамического сопротивления - С, то в уравнение (3.35) надо ввести силовую величину, равную С = VАдьуь/дьЬ, где А — отношение аэродинамического сопротивления к тяге двигателя ракеты [c.96]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...