1) Аэродинамические схемы ла

- варианты взаимного расположения подвижных и неподвижных аэродинамических поверхностей управляемой ракеты (используемых для изменения траектории полёта, а также для стабилизации полёта) и их положения относительно центра масс маршевой ступени ракеты. Имеются ракеты, в к-рых в дополнение к аэродинамич. управлению или вместо него используется газодинамическое. Известны 3 аэродинамические схемы ракет (см. рис. в конце материала): «нормальная», «утка» и «поворотное крыло». В «нормальной» схеме подвижные поверхности (рули) расположены в хвостовой части маршевой ступени ракеты, а неподвижные (несущие) поверхности (крылья, стабилизаторы) — в ср. её части. В некоторых конструкциях рули примыкают к несущим поверхностям (такая разновидность «нормальной» аэродинамической схемы ракеты называется «бесхвостка»). В аэродинамической схеме ракеты «утка» рули вынесены вперёд относительно центра масс маршевой ступени, а стабилизаторы укреплены в её хвостовой части. В аэродинамической схеме ракеты «поворотное крыло» крылья расположены в р-не центра масс маршевой ступени, а стабилизаторы — в её хвостовой части. При «нормальной» аэродинамической схеме ракеты и схеме «утка» рули, располож. на значит, удалении от центра масс, создают достаточные управл. и стабилизир. моменты, что позволяет уменьшить размеры рулей, мощность и массу приводов. При аэродинамической схеме ракеты «утка» манёвр после отклонения рулей происходит быстрее, чем при «нормальной» схеме. Преимущество аэродинамической схемы ракеты «поворотное крыло» — возможность манёвра ракеты практически без изменения угла атаки, что облегчает работу воздушно-реакт. маршевых двигателей, а у зенит, ракет повышает эффективность боевой части.

3. Тяга двигателя

Тяга двигателя ракеты – это та движущая сила, первопричину возникновения который мы усматриваем в работе двигателя, она обладает удобным свойством непосредственного измерения её на стенде.

- уравнение тяги

Где - площадь выходного сечения сопла

- скорость потока газа в этом сечении

12 Билет

1) Зависимость тяги жрд от времени

ИМПУЛЬС ПОСЛЕДЕЙСТВИЯ —импульс РД от команды на выключение РД до прекращения тяги. Наличие И. п. затрудняет получение с необходимой точностью заданного значения конечной скорости ракеты в конце активного участка полета, поэтому стремятся уменьшить И. п. и особенно его разброс. Для этого либо ЖРД выключается через промежуточную ступень, либо компоненты топлива, находящиеся в топливных магистралях РД, после выключения подачи выдуваются за борт ракеты, либо принимаются меры к быстрому выключению цодачи и т. п. Для уменьшения И. п. РДТТ быстро сбрасывается давление газа в камере сгорания, вследствие чего резко прекращается горение топлива.