Cтраница 2
В реальных задачах управления полетами ракеты необходимо учитывать не только силы гравитации, сопротивления воздуха, воздействие сил, вызванных вращением Земли, но и возможность изменять силу тяги ракетного двигателя и направление движения. Все это приводит к созданию сложных математических моделей, исследование которых невозможно без применения ЭВМ. [16]
В ракетных двигателях в отличие от предыдущих видов двигателей оба компонента топлива - горючее и окислитель - транспортируются вместе с двигателем. Сила тяги ракетного двигателя поэтому не зависит ни от скорости движения двигателя, ни от свойств окружающей среды и всегда равна iVo, это же значение она сохраняет и в безвоздушном пространстве. Таким образом, ракетный двигатель - единственный двигатель, пригодный для космических и межпланетных полетов. Ракетные двигатели работают как на твердом, так и на жидком топливе. В качестве твердого топлива часто используют, например, особые сорта пороха. Ракеты с двигателем на твердом топливе обладают тем преимуществом, что они могут заправляться задолго до запуска и длительное время находиться на стартовых площадках, готовые взлететь в любой момент. В космических исследованиях основная роль принадлежит пока ракетам с двигателем на жидком топливе. [17]
С увеличением высоты полета тяга несколько возрастает вследствие увеличения W. От скорости полета тяга ракетного двигателя не зависит. [18]
Так как сила пропорциональна линейному ускорению ( Fma), а момент пропорционален угловому ускорению ( L / а), то измерение ускорения играет важную роль в широкой области приложений. Например, акселерометр может измерять тягу ракетного двигателя, момент на крыле самолета при выходе его из пикирования, вибрационные силы, действующие на качающийся стол, и силовые эффекты землетрясений. Эти и многие другие силы и моменты измеряются с помощью линейных и угловых акселерометров. [19]
Более трудные, но гораздо более разнообразные задачи современной ракетодинамики сводятся к изопериметрическим задачам вариационного исчисления. Отметим, например, задачу о программировании тяги ракетного двигателя, при которой реализуется минимальное время полета при заданной наклонной дальности до цели. Если изложение этой задачи связать с развитием современных зенитных управляемых ракет, то лекция проходит очень хорошо. [20]
Во всех рассмотренных случаях химическая, ядерная или электрическая энергия превращается в тепловую и затем в кинетическую энергию газового потока. Поток истекающих из сопла газов - продуктов химической реакции или специального рабочего тела - теплоносителя, наконец, поток плазмы или ионов, создает тягу ракетного двигателя. [21]
Если в дне ведра с водой проделать отверстие, то из него вниз вытекает струя воды. А если отверстие сделано в боковой стенке ведра. От каких факторов зависит сила тяги ракетного двигателя. [22]
Для класса прямолинейных движений уравнение И. В. Мещерского содержит одну свободную ( управляющую) функцию - закон изменения массы точки. Если принять дополнительную гипотезу о постоянстве относительной скорости отбрасываемых частиц ( гипотеза Циолковского), тогда закон изменения массы точки однозначно определяет программу изменения тяги реактивного двигателя. Задача определения законов изменения массы точки -, при которых некоторые интегральные характеристики движения становятся оптимальными, есть по существу задача оптимального программирования величины тяги двигателя. Как было показано в § 2 этой главы, задачи программирования тяги ракетного двигателя, обеспечивающего Ятах, сводятся или к простейшей задаче вариационного исчисления, или к вариационным задачам на условный экстремум. [23]
Наконец, самые сложные задачи возникают в тех случаях, когда необходимо учитывать причины, вызывающие изменение движения. Для запуска искусственного спутника Земли ракета-носитель должна стартовать вертикально. Затем ее движение становится все более быстрым вследствие тяги работающих двигателей и одновременно изменяется направление полета, которое все больше приближается к горизонтальному. Все операции, выполняемые до момента выведения спутника на орбиту: старт, отделение отработавших ступеней ракеты, изменение направления полета - можно осуществить только в том случае, если для каждого этапа полета заранее были определены и учтены причины изменения движения: тяга основных ракетных двигателей, масса ракеты, изменяющаяся по мере выработки топлива, работа вспомогательных устройств, обеспечивающих заданное направление полета. [24]
Поэтому высокоскоростные сжимаемые потоки взвесей в большинстве публикаций не рассматривались, за исключением работ, связанных с характеристиками ракетных двигателей на твердом топливе. Как правило, твердое топливо содержит алюминий, используемый главным образом для стабилизации процесса горения. Это является наиболее важным условием, определяющим точность и надежность управляемых снарядов, в которых обычно используются ракетные двигатели на твердом топливе. До 40 % веса продуктов сгорания в таких ракетах составляют мелкие конденсированные частицы. Ясно, что эти частицы ( в основном алюминиевые) не могут совершать работу расширения и вызывают потери тяги ракетного двигателя, связанные с их ускорением в процессе расширения. Диаметр частиц обычно составляет - 1 мкм, но может существенно меняться. В камере сгорания размер частиц может составлять всего 0 1 мкм, но вследствие взаимных столкновений возможно укрупнение частиц до 2 - 5 мкм на выходе из сопла. Это обусловливается сильной агломерацией частиц при взаимных столкновениях в условиях высокой температуры продуктов сгорания на выхлопе. Эрозия горловины ракетных сопл также представляет 4серьезную проблему [1], однако дополнительно образующиеся частицы незначительно влияют на характеристики ракетного двигателя. [25]
При неупругом ударе вся ваша кинетическая энергия относительного движения обращается в нуль. Она расходуется частично на нагрев ударившихся тел, частично на их деформацию - на перелом ноги, например. Но в формулу кинетической энергии входят только масса и относительная скорость и совсем не входит сила тяжести. Но скорость есть скорость, независимо от причины, ее породившей. Поэтому не имеет значения, что при падении на корабль скорость определялась не ускорением свободного падения, а ускорением тяги ракетного двигателя. [26]
Ракета Аджена применяется как последняя ступень носителей Титан-2, - 3 и Атлас. Передняя часть выполнена из листов магниевого сплава толщиной / 11 8 мм и продольных подкрепляющих элементов - стрингеров. Задняя часть отсека изготовлена также из листов магниевого сплава, но не имеет подкреплений. На торцах неподкрепленного отсека имеются шпангоуты. К заднему шпангоуту по периметру прикреплен блок баков. Через этот шпангоут на корпус передается усилие от тяги ракетного двигателя, Расчетная нагрузка для корпуса - сжимающая. [27]