Ракетный аппарат

Cтраница 1

В ракетных аппаратах с ядерным двигателем эти механизмы подвергаются воздействию интенсивных потоков ядерных излучений, поскольку габариты защиты определяются допустимой массой и аэродинамикой. Влияние облучения на антифрикционные свойства подшипников сухого скольжения имеет немонотонный характер и исследовано недостаточно. Представляет интерес явление сверхскольжения, возникающее при облучении некоторых пар трения с сухими смазками типа сульфидов и селенидов. [1]

При полете ракетного аппарата аэродинамический нагрев приобретает значительно большие масштабы. Правда, на больших высотах, где воздух имеет очень малую плотность, температура воздуха не определяет температуру обшивки летательного аппарата, так как главную роль там играет теплообмен излучением. Но ниже 150 / ои и особенно на высоте меньше 60 км температура летательного аппарата определяется аэродинамическим нагревом. [2]

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 и 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. [3]

Оптимизация движения центра масс ракетного аппарата является одной из основных проблем механики космического полета. [4]

Таким образом, для расчета работы заданного ракетного аппарата может быть непосредственно использовано отношение Wi / Wg. Однако при конструировании аппарата желательно иметь возможность определить влияние изменения полезного веса на летные качества, что изменяет, конечно, и отношение начального веса к конечному. Таким образом, использование только значения этого отношения мало чем поможет конструктору. По этой причине следует переписать уравнение, пользуясь более существенными весовыми соотношениями S / W и P / W. Предварительные опыты показали, что при замене части запаса горючего полезным грузом изменение веса баков почти в точности уравновешивается изменением веса опорной конструкции, несущей полезный груз. Таким образом, при сохранении суммарного веса полезного груза и горючего соотношение S / W остается примерно постоянным. [5]

В книге на основе рассмотрения особенностей работы ракетных аппаратов показана возможность использования атомной энергии для создания реактивной тяги. [6]

В качестве примера для сравнения будет приведен расчет ракетного аппарата, работающего на топливной смеси азотная кислота-анилин и жидкий кислород-бензин. [7]

Сопоставляя эти выводы со сделанными допущениями, можно определить класс ракетных аппаратов, к которым они могут быть применены. [8]

Типичная траектория V-2. [9]

С чисто технической точки зрения создание V-2 отмечает важный этап в развитии ракетных аппаратов. Как показывает рис. 1, эти ракеты поднимались на высоту до 80 км, а дальность их полета была порядка 320 км. [10]

Огибающие кривые скорости для многоступенчатых. [11]

Рассмотрим теперь, в какой мере осуществимо применение многоступенчатых ракет для запуска ракетного аппарата со скоростью, потребной для преодоления силы земного тяготения, равной 40000 км чис. Если бы можно было построить многоступенчатую ракету на спирто-кислородном топливе, где для каждой ступени S / TF0 15 и начальное ускорение каждой ступени равнялось бы 1g, то отношение скоростей 4 5 могло бы быть достигнуто применением 6-сту-пенчатого аппарата с весом 22 500 кг на каждый килограмм полезного груза. [12]

Здесь уместно будет задаться вопросом: возможен ли вообще какой-либо способ достижения требуемой скорости ракетными аппаратами. Для пояснения этого рассмотрим двухступенчатый ракетный аппарат. Представим, что рассмотренный ранее ракетный аппарат является полезным грузом, помещенным в другую ракету значительно больших размеров. Сначала запускается большая ракета; затем, по израсходовании своего топлива, она отделяется, и меньшая ракета под действием собственного двигателя приобретает дополнительное ускорение, развивая еще большую скорость. [13]

Автор этой книги надеется, что излагаемые в III и IV разде лах материалы будут полезны учащимся и ученым при решении актуальных современных проблем динамики полета ракетных аппаратов и будут содействовать новым исследованиям по теоретической механике. [14]

Плотность типичной топливной смеси с азотной кислотой в качестве окислителя на 40 % превышает плотность системы кислород - бензин, что с избытком перекрывает недостаток первой системы в отношении удельного импульса для случая ракетных аппаратов, снабженных крыльями и рассчитанных на постоянную скорость. [15]

Страницы: 1 2