Содержание

Ракета-носитель "Союз-2.1а": технические характеристики - РИА Новости, 27.04.2016

Головным разработчиком и изготовителем является Ракетно-космический центр "Прогресс" (Самара).

При разработке РН "Союз-2-1а" особое внимание было уделено обеспечению максимальной преемственности с прототипом, однако некоторые корпусные элементы всех ступеней были усилены без изменения принципиальной конструктивной схемы. По-иному были размещены приборы и кабельная сеть системы управления на боковых и центральном блоке. Блок третьей ступени сохранил габариты прототипа, однако для оптимизации массы заправляемых компонентов топлива изменена конфигурация баков, а также по-новому размещены элементы систем телеизмерений и внешнетраекторных измерений.

Центральным направлением модернизации ракеты стало создание принципиально иной цифровой системы управления, которая разработана на основе современных принципов управления и новой отечественной элементной базы. В качестве главного звена системы управления РН "Союз-2-1а" используется быстродействующая бортовая цифровая вычислительная машина с большим объемом оперативной памяти.

Кроме новой цифровой системы управления, обеспечивающей высокоточное выведение полезных нагрузок, на РН "Союз-2.1а" были установлены двигатели с усовершенствованными форсуночными головками на первой и второй ступенях, внедрена новая система телеизмерений. Это позволило повысить точность выведения, устойчивость и управляемость ракеты-носителя, а также использовать сборочно-защитный блок с головным обтекателем диаметром 4,11 метра и длиной 11,43 метра, что дало увеличение зоны размещения полезного груза. В результате масса выводимого полезного груза РН "Союз-2.1а" на низкую орбиту высотой 200 километров по сравнению с ракетой-носителем "Союз" увеличилась на 250-300 килограмм.

Ракета-носитель "Союз-2-1а" состоит из трех ступеней и выполнена по схеме с параллельным отделением боковых ракетных блоков в конце работы первой ступени и поперечным отделением ракетного блока второй ступени по окончании его работы. На первом этапе полета работают двигатели четырех боковых и центрального блоков, на втором, после отделения боковых блоков, только двигатель центрального блока.

Двигатели боковых блоков работают в течение 118 секунд после старта, после чего отключаются. После этого боковые блоки отделяются от центрального блока и сбрасываются.

Вторая ступень (центральный блок) состоит из хвостового отсека, в котором установлен двигатель однократного включения. Номинальное время работы двигателя центрального блока составляет 280-290 секунд.

Запуск двигателей центрального и боковых блоков производится на Земле, что даёт возможность контролировать их работу в переходном режиме и при возникновении неисправностей во время пуска отменять пуск ракеты. Это обеспечивает повышение безопасности эксплуатации.

Третья ступень, состоящая из переходного отсека, бака горючего, бака окислителя, хвостового отсека и двигателя, установлена на центральном блоке и соединена с ним с помощью ферменной конструкции.

Маршевый двигатель третьей ступени включается примерно за две секунды до отключения центрального блока. Газы, истекающие из сопел двигателя третьей ступени, непосредственно отделяют ступень от центрального блока. После отключения двигателя и отделения космического аппарата или разгонного блока с космическим аппаратом, третья ступень выполняет маневр увода путем открытия дренажного клапана в баке горючего.

На первой и второй ступенях установлены жидкостные ракетные двигатели РД-107А и РД-108А разработки НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко, на третьей — четырехкамерный РД-0110 Конструкторского бюро химавтоматики.

В качестве компонентов ракетного топлива маршевых двигательных установок РН используются экологически чистый окислитель — жидкий кислород и слаботоксичное углеводородное горючее Т-1 (керосин).

Технические характеристики:

Максимальная длина — 46,3 м

Стартовая масса — 311,7 т

Масса РН (без головной части) — 303,2 т

Масса конструкции РН (без головной части) — 24,4 т

Масса компонентов топлива — 278,8 т

Масса выводимой полезной нагрузки:

на низкую околоземную орбиту (Н = 200 км) — 7480 кг,

на солнечно-синхронную орбиту (Н = 820 км) — 4350 кг,

на геопереходную орбиту (4 V = 1500 м/с) — 2780 кг,

на геостационарную орбиту (Н = 36000 км) — 1300 кг

Летные испытания ракеты-носителя "Союз-2-1а" были успешно начаты 8 ноября 2004 года пуском с космодрома Плесецк, а 19 октября 2006 года осуществлен первый коммерческий пуск ракеты-носителя с европейским метеорологическим космическим аппаратом "Метоп". После этого проходили летные испытания ракеты-носителя. Было проведено несколько пусков с космодромов "Плесецк", "Байконур" и с Гвианского космического центра в Куру.

В конце августа 2015 года специалисты РКЦ завершили испытания ракеты-носителя, а в начале сентября она была отправлена на космодром "Восточный".

В конце декабря 2015 года Госкомиссия приняла решение об окончании летных испытаний ракеты-носителя "Союз-2.1а" и передачи ее в штатную эксплуатацию Минобороны и Роскосмосу.

Для запуска с космодрома "Восточный" РН "Союз-2.1а" была доработана и модернизирована. В модернизированной версии ракеты предусмотрены специальные отводы паров жидкого кислорода за пределы мобильной башни обслуживания, которая используется на стартовом комплексе "Восточного", проведена модернизация бортовой вычислительной машины, которая стала более современной, производительной и менее габаритной.

Материал подготовлен на основе информации РИА Новости и открытых источников

ria.ru

описание, история, запуск и интересные факты :: SYL.ru

«Союз» - серия советских трехступенчатых ракетоносителей, которые на протяжении нескольких десятилетий оставались лучшими аппаратами для запусков космических кораблей разного типа и назначения на орбиту Земли. Успешные разработки в области ракетостроения позволили создать ракету-носитель с хорошими энергетическими показателями и большим модернизационным потенциалом.

Описание

«Союз» - ракета-носитель среднего класса, предназначенная для выведения на низкую орбиту Земли космических кораблей типа «Прогресс» и «Союз», а также научно-исследовательских («Ресурс», «Фотон») и социально-экономических космических аппаратов с автоматическим управлением. Трехступенчатый ракетоноситель (РН) «Союз» создан на базе ракеты Р-7, поэтому и относится к семейству этих ракет с добавлением 3-й ступени.

Разрабатывалась и производилась в ОКБ-1 (сейчас ЦСКБ-Прогресс). Руководителями проекта были Королев С. П. и Козлов Д. И. Эксплуатация серии ракетоносителей началась в 1963 году, причем по аналогии с моделью, на которой базировался новый носитель, их все еще называли «Восход». С 1966 года в обиход официально вошло название «Союз». В следующие несколько десятилетий, вплоть до 2000-х годов, ракета «Союз» подвергалась нескольким модификациям.

История создания

История создания началась задолго до первого запуска. Началом послужило постановление ЦК КПСС о необходимости разработки новой межконтинентальной баллистической ракеты, которая сможет доставить термоядерный заряд на значительное расстояние, исчисляемое тысячами километров. После нескольких лет разработок задача была выполнена. Межконтинентальная двухступенчатая ракета нового образца МБР Р-7А поступила на вооружение специально созданного подразделения ракетных войск. Первый пуск состоялся в 1959 году. В различных модификациях Р-7 пробыла на вооружении лишь 10 лет, но благодаря высокому модернизационному потенциалу и удачной конструкции она стала основой для целого семейства космических ракет-носителей.

Уже после первого пилотируемого полета в космос, в рамках реализации программы более длительных полетов, началась разработка новой ракеты на базе Р-7. Проблема была в том, что все ракеты Советского Союза на то время, в том числе и «Восход», не подходили для эксплуатации в рамках, заданных проектом. Помимо увеличения длительности полета, на новой ракете должна была быть реализована система аварийного спасения экипажа в случае экстренной ситуации, которая не предусматривалась на «Восходе».

Основой для конструкции новой ракеты среднего класса семейства Р-7 стали уже эксплуатируемые носители «Восход» и «Р-7А». Новый РН получил наименование «Союз» и индекс 11А511. Эта трехступенчатая ракета-носитель стала использоваться для запусков кораблей «Союз» и «Прогресс». Впервые запуск ракеты «Союз» осуществлен в 1966 году.

Характеристики

Длина РН «Союз» зависит от типа доставляемого в космос космического корабля, но не превышает 50.67 м. Сечение – 10,3 м, поперечные размеры – расстояние между концевикам воздушных рулей. Полная масса ракеты-носителя "Союз" в снаряженном состоянии (стартовая) – 308 т. Максимальная масса топлива – 274 т. Максимальная, так называемая сухая полная масса ракеты-носителя «Союз» составляет 34 т и также зависит от типа выводимого на орбиту космического аппарата. Суммарная тяга, развиваемая РН: 413 тонны-силы на уровне моря и свыше 500 тонны-силы в вакууме. Ракета «Союз» 11А511 способна вывести на Земную орбиту полезные грузы массой 7 т. Полетное время РН составляет около 9 мин.

Особенности конструкции 11А511

Ракета «Союз» 11А511 состоит из трех ступеней с ускорителями на первой «Б», «В», «Г» и «Д», двух блоков «А» и «И» (второй и третьей ступени), головного обтекателя, адаптера полезного груза и системы аварийного спасения (САС) экипажа. В конструкции использованы модернизированные двигатели двухступенчатой ракеты МБР Р-7А и трехступенчатой РН «Восход». Изначально была осуществлена модернизация блока третьей ступени, что позволило улучшить энергетические показатели РН, впоследствии были доработаны и другие ступени. Их внешний вид не изменился, но содержание и возможности стали новыми:

  • Установлена новая телеметрическая система на блоке «А».
  • Бортовая кабельная сеть управления заменена более легкой.
  • Наклонение орбиты корабля относительно плоскости экватора снижено более чем на 10о.
  • Уменьшена длина и вес кабельной сети блока «И».
  • Заменены двигатели блока «А».
  • Усилена прочность некоторых элементов первой ступени.

В целом, внешне РН «Союз» отличается от предшествующих ракет-носителей - прежде всего, головным обтекателем с четырьмя стабилизаторами и конической формой блоков первой ступени, а также наличием аварийной системы на вершине.

Ступени РН «Союз»

Две ступени ракетоносителя аналогичны РН «Восток», но с рядом усовершенствований. Первая ступень ракеты состоит из 4-х боковых конусообразных ускорительных блоков. На каждом ускорителе установлены автономные двигатели. Отделение ускорительных блоков во время запуска происходит примерно на 118 секунде полета ракеты. Масса бокового блока без топлива – не более 3,75 т, вес топлива составляет 155-160 т.

Вторая ступень включает центральный блок «А» с топливом и полезной нагрузкой. Масса без топлива - не более 6 т, топливо – 90-95 т. Вторая ступень отделяется от ракеты-носителя примерно на 278 секунде полета.

Третья, доработанная ступень - модернизированный блок «И» РН «Восход» 11А57 общей длиной 6,7 м и диаметром 2,66 м. Оснащена 4-камерным ракетным двигателем на жидком топливе с одним турбонасосным агрегатом. Общая масса 25 т.

Ракета «Союз» - топливо и двигательные установки

Используемое для двигательных установок всех ступеней топливо было идентичным – керосин Т-1. Жидкий кислород использовался в качестве окислителя. Это весьма взрывоопасное вещество, но не токсичное. Для работы вспомогательных систем в небольшом количестве использовались жидкий азот и перекись водорода.

Для первой ступени в качестве двигательной установки (ДУ) использовались четыре 4-х камерных ЖРД (жидкостные ракетные двигатели) РД-107 8Д728. Каждый двигатель ракеты «Союз» первой ступени имел 4 основных неподвижных камеры сгорания и 2 поворотно-рулевых на шарнирных подвесах. Полная масса двигателя составляла 1300 кг.

ДУ второй ступени ракеты "Союз" – двигатель ЖРД РД-108, состоящий из 4-х неподвижных и 4-х поворотных камер с отклонением 350, которые являлись исполнительными органами управления ракетой и использовались для управления положением ракеты в пространстве. Это двигатель открытого цикла с системами наддува и газогенерации массой 1195 кг.

Для третьей ступени - высоконадежный ЖРД РД-0110 11Д55. Это двигатель открытого цикла с турбированной подачей топлива, созданный в ОКБ-154 под начальством С. А. Косберга также имел 4 основных и 4 поворотных камеры сгорания. Предельное время непрерывной работы – 250 сек.

Система аварийного спасения

При разработке ракетоносителя «Союз» одной из ключевых задач, стоявших перед конструкторами, было создать систему для спасения экипажа в случае аварийной ситуации. В итоге была разработана и реализована система аварийного спасения (САС), которая активировалась до старта ракеты и в случае необходимости обеспечивала спасения экипажа на старте или на любом участке полета.

Система предусматривает увод от ракеты головного блока с экипажем в безопасное место вместе с обтекателем, спускаемым и приборно-агрегатным аппаратом. Для этого на головном обтекателе были установлены ракетные двигатели разделения, работающие на твердом топливе в комплексе с четырьмя небольшими двигателями управления. На самой вершине головного обтекателя располагался небольшой двигатель, задача которого была уводить весь модуль в сторону после срабатывания двигательной установки разделения. Такая система стала типовой для всех «Союзов».

Модификации

У РН 11А511 впоследствии было 3 модификации:

  • «Союз-Л» - предназначалась для запусков лунного комплекса Н1-ЛЗ. Внешним отличием этой ракеты-носителя является необычная форма головного обтекателя. Было осуществлено 3 старта этого РН с космическими аппаратами серии «Космос» 379, 398 и 434.
  • «Союз-М» - разработка Куйбышевского филиала ЦКБЭМ для вывода на земную орбиту разведывательных аппаратов особого назначения серии «Зенит» (4М, 4МТ, «Орион») и военно-исследовательских кораблей «Союз 7К-ВИ». Было произведено восемь пусков этой модификации с космодрома Плесецк.
  • «Союз-У» - последняя модификация на основе РН 11А511. При разработке этого носителя учитывались также и наработки уже используемые в модификациях «Союз-Л» и «Союз-М». Этот ракетоноситель был сконструирован в 70-х годах и в первую очередь предназначался для запуска пилотируемых и беспилотных транспортных космических аппаратов «Прогресс». При помощи этой ракеты в космос было выведено множество как отечественных, так и иностранных космических аппаратов таких серий, как «Космос», «Фотон», «Ресурс-Ф», «Бион». Главное отличие «Союз-У» - улучшенные энергетические характеристики ДУ ступеней 1 и 2. Эта вариация ракеты-носителя считалась одной из наиболее удачных, и долгое время была самой востребованной. Ее запуск осуществлялся 771 раз.

Путем модернизации «Союза-У» в «ЦСКБ-Прогресс» был создан ракетоноситель «Союз-2», которая отличалась повышенной грузоподъемностью и была способна вывести на земную орбиту 9200 кг полезного груза. Впоследствии на базе «Союз-2» было сделано целое семейство ракетоносителей «Союз-СТ», которые отличались доработанной системой управления. Новейшей модификацией РН «Союз-У» является созданная в 2001 году ракета «Союз-ФГ».

Запуски

РН «Союз» начала успешно выводить искусственные спутники Земли в космос в 1966 году. Изначально это были аппараты серии «Космос», а в дальнейшем и пилотируемые космические корабли. За первые 10 лет эксплуатации ракеты-носителя 11А511 было проведено 32 запуска с космодрома Байконур, 30 были успешными.

Впоследствии на базе РН «Союз» было создано несколько модификаций для выполнения различных задач, главным образом для запуска отечественных и иностранных космических аппаратов разного назначения. Для пусков РН «Союз» было создано 7 стартовых площадок:

  • Байконур – 2 площадки.
  • Плесецк – 3.
  • Гвианский космический центр (Французская Гвиана) – 1.
  • Космодром «Восточный» - 1.

Общее число стартов всех «Союзов» - 1020. На конец 2016 года суммарно было совершено 44 пуска РН «Союз 2.1а» и «Союз 2.1б».

Факты и инциденты

Одним из предназначений «Союз» 11А511 была возможность выводить на орбиту Луны пилотируемые корабли с экипажем. С этой целью на околоземной орбите планировалось создать целый комплекс из пилотируемого корабля, танкера заправщика и разгонного блока. Выводить на орбиту все элементы планировалось при помощи РН «Союз».

Инцидентов при запусках РН «Союз» было всего два. В декабре 1966 года во время предпусковой подготовки не сработал пирозапал, и автоматика отменила запуск. Персонал начал процедуру слива топлива, но спустя 27 мин сработала САС, которая все то время оставалась активной. Причиной срабатывания стало вращение Земли, вследствие чего датчики зарегистрировали угловое отклонение положения корабля и активировали аварийную систему. В результате после отсоединения головной части из трубопроводов вылился и загорелся теплоноситель, последовал ряд взрывов. От удушья погиб один человек и двое - от полученных травм, было повреждено оборудование.

В 1975 году при выведении корабля на орбиту на высоте 150 км сбой автоматики вызвал отделение корабля от ракетоносителя. Аппарат с экипажем спустился на склон горы в Алтае и покатился вниз. Космонавтов спас парашют, который они не отстрелили, зацепившийся за дерево. Никто из экипажа не пострадал.

Ракета «Союз» сейчас

Всего было разработано 10 модификаций РН «Союз». На сегодняшний день с помощью носителя «Союз-У» осуществляется запуск грузовых кораблей. В конце 2016 года с РН «Союз-У» был запущен аппарат ТГК «Прогресс МС-04». Наибольшее внимание современной отечественной аэрокосмической отрасли уделено развитию РН «Союз-2.1а». Работа по модернизации этого ракетоносителя стартовала еще в 1990 годы. Были разработаны и установлены новые двигатели, внедрена новая система телеметрии, автоматизирован испытательный и предстартовый процесс подготовки. В результате были улучшены общие характеристики аппарата и точность выведения на орбиту.

www.syl.ru

Ракета Восточного в вопросах и ответах

27 апреля с космодрома Восточный полетит в космос первая ракета-носитель — «Союз-2.1а». К пуску АСН24 узнала ответы на самые главные вопросы о ней.
 
Сколько весит ракета и каких она размеров?

Вес ракеты — 312 тонн. Ее длина — около 50 метров.

Сколько она стоит?

Ни Роскосмос, ни производители ракеты (РКЦ «Прогресс») этого не говорят. В «Прогрессе» только уточнили, что «Союз-2.1а» для пуска с космодрома Восточный доработали и модернизировали, поэтому ее стоимость «несколько выше серийного изделия».


Что она повезет в космос и зачем?

Ракета выведет на орбиту три космических аппарата — «Ломоносов», «Аист-2Д» и SamSat-218. Если совсем коротко, все три будут доставлять на Землю данные космических наблюдений и научных экспериментов. 

«Ломоносов», например, будет следить за экстремальными космическими явлениями и в атмосфере Земли, и на более дальних расстояниях — в открытом космосе. В том числе за внегалактическими космическими лучами с гигантским зарядом энергии, астероидами, молниевыми разрядами и радиационной обстановкой.


Она полетит на гептиле?

Нет, на керосине и кислороде. Керосин — горючее, кислород используется как окислитель, нужный, чтобы керосин горел в безвоздушном пространстве. Эти компоненты не токсичны.

В ракете будут люди?

Нет. Первый полет космонавтов с Восточного на ракете-носителе «Ангара» намечен только на 2023 год.

Она вернется на Землю?

Нет, возвращаться будет нечему. Первая и вторая ступени отделятся и упадут на землю, третья сгорит в плотных слоях атмосферы, а спутники, которые везет ракета, останутся на орбите.

Так с нее еще и ступени будут сыпаться? Чем это нам грозит?

Места, куда могут упасть ступени, тщательно высчитаны. Это ненаселенные районы Амурской области, Якутии, Магаданской области и Хабаровского края. Упавшие ступени могут вызвать лесные пожары, поэтому спецподразделения будут начеку.


Сколько человек будут работать на пуске ракеты?

В общей сложности около тысячи человек. Возможно, посмотреть на пуск приедет президент России Владимир Путин. 

Если через минуту после старта ракета вдруг поломается, куда она упадет?

Если через минуту — то примерно в 20 километрах от стартовой площадки. Но такого, скорее всего, не случится. Процент надежности «Союза-2.1» — 98 %.

Мы увидим, как ракета полетит в космос?

Лучше всего пуск будет виден со смотровых площадок на космодроме, но простых жителей туда, скорее всего, не пустят (точно это будет известно ближе к 27 апреля). Если повезет с погодой, ракету будет видно из Циолковского. Из Благовещенска — нет.

А онлайн-трансляция будет?

Да. Например, на сайте Роскосмоса.

Когда полетит следующая ракета?

Нескоро. После пробного пуска космодром будет простаивать остаток 2016 года и весь 2017 год.

Информация предоставлена РКЦ «Прогресс» и Роскосмосом.

asn24.ru

Пример расчёта массы ракеты

Требуется вывести искусственный спутник Земли массой на круговую орбиту высотой 250 км. Располагаемый двигатель имеетудельный импульсм/c. Коэффициент– это значит, что масса конструкции составляет 10 % от массы заправленной ракеты (ступени). Определим массуракеты-носителя.

Первая космическая скоростьдля выбранной орбиты составляет 7759,4 м/с, к которой добавляются предполагаемые потери от гравитации 600 м/c (это, как можно видеть, меньше, чем потери, приведённые в таблице 1, но и орбита, которую предстоит достичь – вдвое ниже). Характеристическая скорость, таким образом, равнам/c (остальными потерями в первом приближении можно пренебречь). При таких параметрах величина. Неравенство (4), очевидно, не выполняется, следовательно, одноступенчатой ракетой при данных условиях достижение поставленной цели невозможно.

Расчёт для двухступенчатой ракеты.

Разделим пополам характеристическую скорость, что составит характеристическую скорость для каждой из ступеней двухступенчатой ракеты м/c. На этот раз, что удовлетворяет критерию достижимости (4), и, подставляя в формулы (3) и (2) значения,

для 2-й ступени получаем:

т;

т;

полная масса 2-й ступени составляет 55,9 т.

Для 1-й ступени к массе полезной нагрузки добавляется полная масса 2-й ступени, и после соответствующей подстановки получаем:

т;

т;

полная масса 1-й ступени составляет 368,1 т;

общая масса двухступенчатой ракеты с полезным грузом составит 10 + 55,9 +368,1 = 434 т.

Аналогичным образом выполняются расчёты для большего количества ступеней. В результате получаем:

Стартовая масса трёхступенчатой ракеты составит 323,1 т.

Четырёхступенчатой – 294,2 т.

Пятиступенчатой – 281 т.

На этом примере видно, как оправдывается многоступенчатостьв ракетостроении: при той же конечной скорости ракета с большим числом ступеней имеет меньшую массу.

Следует отметить, что эти результаты получены в предположении, что коэффициент конструктивного совершенства ракеты остаётся постоянным, независимо от количества ступеней. Более тщательное рассмотрение показывает, что это – сильное упрощение. Ступени соединяются между собой специальными секциями – переходниками – несущими конструкциями. Каждая из них должна выдерживать суммарный вес всех последующих ступеней, помноженный на максимальное значениеперегрузки, которую испытывает ракета на всех участках полёта, на которых переходник входит в состав ракеты. С увеличением числа ступеней их суммарная масса уменьшается, в то время как количество и суммарная масса переходников возрастают, что ведёт к снижению коэффициента, а, вместе с ним, и положительного эффектамногоступенчатости. В современной практике ракетостроения более четырёх ступеней, как правило, не делается.

Анализ баллистических возможностей ракет говорит о следующем:

  1. Примерно одинаковую массу при массе полезной нагрузки = 500 … 1000 кг имеют:

  • одноступенчатые ракеты с ЖРД и двухступенчатые с РДТТ в диапазоне максимальных дальностей полета = 1000 … 4000 км;

  • двухступенчатые ракеты с ЖРД и трехступенчатые ракеты с РДТТ в диапазоне = 4000 … 10000 км.

  1. При дальностях = 4000 … 10000 км у ракет с ЖРД оптимальное число ступеней близко к двум-трем, а для ракет с РДТТ – к трем-четырем.

При этом приращения скорости, сообщаемые ступенями для двух- и трехступенчатых ракет, имеют различные пропорции (табл. 2).

Оптимальное соотношение масс ступеней зависит от коэффициента тяговооруженности, представляющего собой отношение тяги двигателя к начальной массе ракеты. Поэтому для анализа влияния различных параметров ракеты на оптимальное соотношение масс ступеней обычно рассматривают скорость полета, определяемую с учетом величины коэффициента тяговооруженности. При баллистическом проектировании в качестве предварительных можно принимать соотношения масс ступеней, как в табл. 3.

Такого рода расчёты выполняются не только на первом этапе проектирования – при выборе варианта компоновки ракеты, но и на последующих стадиях проектирования, по мере детализации конструкции. Формула Циолковского постоянно используется при поверочных расчётах, когда характеристические скорости пересчитываются, с учётом сложившихся из конкретных деталей соотношений начальной и конечной массы ракеты (ступени), конкретных характеристик двигательной установки, уточнения потерь скорости после расчёта программы полёта на активном участке, и т.д., с целью контроля достижения ракетой заданной скорости.

Таблица 2

studfiles.net

Стартовый вес - ракета - Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 1

Стартовый вес - ракета

Cтраница 1

Стартовый вес ракеты должен превосходить вес последней ступени несколько более чем в 14 раз.  [1]

Очевидно, для возможности взлета стартовый вес ракеты должен быть меньше, чем сила тяги ее реактивного двигателя.  [3]

Циолковского Z ( отношением веса топлива к стартовому весу ракеты без топлива) и величиной относит, скорости отбрасываемых частиц Vr.  [4]

Ответ; Вес топлива должен составлять примерно 98 % от стартового веса ракеты.  [5]

Иначе говоря, вес топлива должен составлять примерно 98 % от стартового веса ракеты.  [6]

Ответ: Вес топлива должен составлять примерно 98 / 0 от стартового веса ракеты.  [7]

Пренебрегая силой тяготения Земли и сопротивлением атмосферы, определить числа Циолковского для первой и второй субракет, при которых стартовый вес GI ракеты будет минимальный.  [8]

Пренебрегая силой тяготения Земли и сопротивлением атмосферы, определить числа Циолковского для первой и второй субракет, при которых стартовый вес GI ракеты будот минимальный.  [9]

Пренебрегая силой тяготения Земли и сопротивлением атмосферы, определить числа Циолковского для первой и второй субракет, при которых стартовый вес G ракеты будет минимальный.  [10]

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 динамически-теплой рочностной 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.  [11]

Четырехступенчатая ракета состоит из четырех ракет. Конструктивная характеристика s и эффективная скорость ve у всех ракет одинаковы и равны s 4 7, ve 2 4 км / с. Каков должен быть стартовый вес ракеты, чтобы она грузу в 10 кН сообщила скорость v 9000 м / с.  [12]

Двухступенчатая ракета предназначена сообщить полезному грузу 9ЮО кГ скорость ti 6000 м / сек. Эффективные скорости истечения газов у ступеней одинаковы и равны ve 2400 м / сек. Пренебрегая силой тяготения Земли и сопротивлением атмосферы, определить числа Циолковского для первой и второй субракет, при которых стартовый вес GJ ракеты будет минимальный.  [13]

Особый интерес имеет случай ракетного поезда, у которого приращения скорости от каждой ступени будут одинаковыми. Уже после смерти Циолковского было строго математически доказано, что такая многоступенчатая ракета будет оптимальной и обеспечивает максимальную высоту ( или максимальную дальность) полета. Учитывая, что с увеличением стартового веса ракеты реактивная сила и сила тяжести растут пропорционально кубу характерного размера объекта, а сила сопротивления растет лишь пропорционально квадрату этого размера, можно с достаточной точностью определить летные характеристики больших ракет, учитывая только силу тяжести и реактивную силу. Поэтому в наши дни решение второй задачи Циолковского приобретает особо важное значение.  [14]

Если v 2 км / сек, то ото100е4100е3е100 - 20 - 2.75 4 тонн Из этого примера видно, что совершенствование ракетного топлива, приводящее к удвоению скорости истечения газов, существенно уменьшает стартовый вес ракеты.  [15]

Страницы:      1

www.ngpedia.ru

Современные ракеты-носители: сравнительный анализ / vlasti.net

Запуск космических аппаратов на околоземные орбиты и осуществление полетов к Луне, планетам и другим телам Солнечной системы стало возможно после создания необходимых для этого многоступенчатых космических ракет – ракет-носителей (РН).

Ракета (от итальянского rocchetta – веретено) – летательный аппарат, использующий принцип реактивного движения и способный летать не только в атмосфере, но и в вакууме. Большинство современных ракет-носителей оснащаются химическими ракетными двигателями, которые используют твердое, жидкое или гибридное ракетное топливо. Основные компоненты топлива – жидкий кислород (окислитель) и керосин (горючее), кроме того, применяются четырехокись азота и несимметричный диметилгидразин, жидкие кислород и водород. Масса топлива составляет 85 – 90% от стартовой массы ракеты. Химическая реакция между горючим и окислителем проходит в камере сгорания двигателя, в результате получаются горячие газы, которые выбрасываются, создавая тягу, она и заставляет ракету двигаться. Основной энергетический показатель работы каждого ракетного двигателя – удельный импульс тяги (отношение тяги к расходу топлива в секунду). Например, один из мощных современных ракетных двигателей РД- 701 (Россия) тягой 4 МН (408 тс) и удельным импульсом в вакууме 462 с расходует топливо со скоростью 491 кг/с. Стартующие с Земли РН позволяют запускать полезные нагрузки (ПН) со скоростью равной или выше первой космической – 7.9 км/с, то есть достаточной для выведения ИСЗ на низкие орбиты. Обычно ракета при выведении ПН на низкую околоземную орбиту движется на активном участке, то есть с работающими двигателями, примерно 10 – 15 мин. Если необходимо выведение ПН на более высокие орбиты или траектории полета к Луне и за пределы тяготения Земли, то еще раз включаются двигатели последней (верхней) ступени РН или разгонный блок после пассивного участка, длительность движения на котором зависит от выбранной траектории полета. КА переводится либо на геостационарную орбиту (высотой 36 тыс. км), либо на высокоэллиптические орбиты, либо на траекторию полета к Луне и планетам. Вторая космическая скорость в поле тяготения Земли (11.19 км/с) необходима для запуска АМС к планетам и другим телам Солнечной системы. Третья космическая скорость (16.7 км/с) достаточна, чтобы КА улетел за пределы Солнечной системы.

Современная многоступенчатая космическая ракета представляет собой сложное сооружение, состоящее из тысяч деталей и устройств. Разрабатываемые в настоящее время ракеты-носители соответствуют высочайшим критериям современной науки и техники, при их создании используются передовые технологии и вычислительная техника. Космические технологии оказывают значительное влияние на нашу жизнь, помогая внедрить новые материалы и сплавы, средства коммуникации, компьютерную технику и т.д. Ступени ракет-носителей содержат топливные баки с горючим и окислителем, двигательную установку (маршевые и рулевые двигатели). Полет ракеты регулируется бортовой системой управления движением. Схема расположения ступеней на РН различна. При продольном разделении ступени размещаются одна над другой и работают последовательно друг за другом, включаясь только после отделения предыдущей ступени. Такая, весьма распространенная схема применяется, например, на российских РН «Днепр» и «Протон-М», китайских «CZ-3/3A» и «CZ-4С», израильской «Shavit». Верхние ступени, доставляющие ПН на заданные орбиты, сейчас заменили разгонными блоками, например, российские ДМ, «Бриз-М» (РН «Протон») и «Фрегат» (РН «Союз-ФГ». В отличие от продольной, в поперечной схеме («пакетная») несколько блоков первой ступени симметрично располагаются вокруг корпуса второй ступени. Таких РН немного и они бывают двухступенчатыми, например советская «Спутник» (1957 – 1958) и американские «Atlas-B/D» (1958 – 1963). Широко используется комбинированная схема – продольно-поперечная, позволяющая совместить преимущества обеих схем. К ним относятся отечественные ракеты-носители «Восток», «Союз» и «Энергия», американские «Titan-3/4» и «Delta-4Н», европейская «Ariane-5», японские «H-II/IIA», индийская «GSLV». По особой схеме устроена американская многоразовая транспортная космическая система «Спейс Шаттл», первая ступень которой – два тве

vlasti.net

Масса - ракета - Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 1

Масса - ракета

Cтраница 1

Масса ракеты изменяется по закону, показанному на графике.  [1]

Масса ракеты естественно уменьшится на эту величину.  [2]

Масса ракеты с топливом равна М, без топлива - т, скорость истечения продуктов горения относительно ракеты постоянна и равна и, начальная скорость ракеты равна нулю.  [3]

Масса ракеты с полным запасом топлива равна М, без топлива т, скорость истечения продуктов горения из ракеты равна с, начальная скорость ракеты равна нулю.  [4]

Масса ракеты с топливом равна М, без топлива - т, скорость истечения продуктов горения относительно ракеты постоянна и равна и, начальная скорость ракеты равна нулю.  [5]

Масса ракеты, описанной в задаче 45.2, изменяется до t t0 по закону m mae-af. Пренебрегая силой сопротивления, найти движение ракеты и, считая, что к моменту времени to весь заряд практически сгорел, определить максимальную высоту подъема ракеты.  [6]

Масса ракеты уменьшается по мере сгорания топлива, поэтому ракета представляет собой тело переменной массы.  [7]

Масса ракеты без топлива равна т 1000 кг, а масса топлива т2 9000 кг.  [8]

Масса ракеты с топливом равна М, без топлива - т, скорость истечения продуктов горения относительно ракеты постоянна и равна и, начальная скорость ракеты равна нулю.  [9]

Масса ракеты с полным запасом топлива равна М, без топлива - т, скорость истечения продуктов горения из ракеты - с, начальная скорость ракеты равна нулю.  [10]

Масса ракеты естественно уменьшится на эту величину.  [11]

Масса ракеты изменяется по закону m ( t) moe-kt, где k - заданная константа. Пренебрегая сопротивлениями движению ракеты, определить действующую на нее реактивную силу Ф в момент времени, при котором начальная масса ракеты уменьшится в е раз.  [12]

Когда масса ракеты плюс масса взрывчатых веществ, имеющихся в реактивном приборе, возрастает в геометрической прогрессии, скорость ракеты увеличивается в прогрессии арифметической.  [13]

Обозначим массу ракеты в момент времени t через m ( t), а скорость i ( /), тогда закон сохранения импульса запишется в виде d ( mv) ( УО - v) dm 0, или т dv v0dm О, где v - скорость истечения продуктов горения.  [14]

Например, масса ракеты при запуске убывает ( и довольно значительно) по мере отделения от нее продуктов сгорания топлива. По той же причине, но в меньшей степени, уменьшается масса самолета, парохода, автомашины во время их движения.  [15]

Страницы:      1    2    3    4

www.ngpedia.ru

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *