14 Вопрос
КАЖУЩАЯСЯ СКОРОСТЬ — скорость КЛА, определенная по величине кажущегося ускорения; при движении в гравитац. поле К. с. может значительно отличаться от истинной. К. с. определяется приборами — интеграторами линейных ускорений или вычислит, устройствами, обрабатывающими показания акселерометров.
КАЖУЩЕЕСЯ УСКОРЕНИЕ — суммарное ускорение, сообщаемое КЛА всеми действующими на него силами (тягой РД, соиротивлением атмосферы и т. д.), за исключением сил гравитации. К. у. отличается от истинного на величину ускорения, сообщаемого КЛА силами притяжения Солнца и планет; при движении в мощном гравитац. поле (напр., вблизи Земли) различие между истинным и К. у. может быть [...]
15 Вопрос
Маршевый двигатель
Ма́ршевый дви́гатель — основной двигатель летательного аппарата, предназначенный для приведения аппарата в движение, работающий до достижения аппаратом его цели, или до конца активного участка полёта аппарата, или ступени многоступенчатой ракеты. Название служит для отличия от двигателей стартовых или разгонных ускорителей, рулевых, ориентационных, и прочих вспомогательных двигателей летательного аппарата.
Активный участок полёта
Акти́вный уча́сток полёта (активный участок траектории) — участок полёта летательного аппарата, на котором работает маршевый двигатель аппарата, как правило — ракетный.
Понятие возникло в связи с применением неуправляемых реактивных снарядов и баллистических ракет. Но это понятие распространяется и на другие летательные аппараты, приводимые в движение ракетными двигателями, работающими в течение лишь части полётного времени аппарата: ракеты-носители космических аппаратов, космические аппараты, маршевые двигатели которых включаются на короткое время для коррекции траектории, ракетные планёры и др.
Пасси́вным уча́стком полёта (траектории), в противоположность активному, называется участок, на котором маршевый двигатель летательного аппарата не работает, и аппарат движется по инерции, под воздействием только сил гравитации и (в плотных слоях атмосферы) сопротивления воздуха (см. Баллистическая траектория).
Активный участок
Активный участок полёта космического летательного аппарата, участок полёта с работающими ракетными двигателями. А. у. в большинстве случаев заканчивается выходом на заданную орбиту и отделением космического объекта от ракеты-носителя. Когда расположение места старта не позволяет вывести космический летательный аппарат сразу на заданную орбиту, полёт состоит из нескольких А. у., чередующихся с пассивными участками, на которых ракетные двигатели не работают. Продолжительность А. у. для современных ракет-носителей обычно не превышает 10 —15 мин; протяжённость их существенно меньше, чем участков орбитального полёта. В будущем для космических аппаратов, снабженных электрореактивными двигателями, А. у. могут составлять значительную часть всей траектории полёта.
16 Вопрос
Траектория космического аппарата состоит из двух основных участков: активного и
пассивного. Движение на активном участке определяется в основном тягой
реактивных двигателей и притяжением Земли. Пассивный участок траектории
начинается с момента выключения двигателя последней ступени. На пассивном
участке космический аппарат движется под действием притяжения Земли и других тел
Солнечной системы (Луны, Солнца, планет).
При предварительном расчете космических траекторий пользуются приближенной
методикой, которая заключается в следующем. Если скорость аппарата в начале
пассивного участка равна (или больше) параболической скорости (2.20)
относительно Земли, то, если пренебречь возмущениями, космический аппарат будет
двигаться относительно Земли по параболе (или по гиперболе) до тех пор, пока он
не выйдет из сферы действия Земли или не войдет в сферу действия другого
небесного тела.
Сферой действия какого-либо тела с массой т относительно другого тела с массой
т' называется область, внутри которой выполняется условие
где g и g' - гравитационные ускорения в поле тяготения тел т и т', a Dg и Dg' -
возмущающие ускорения соответственно со стороны т' и т. Радиус сферы действия
равен
где r - расстояние между телами т и m'. Например, радиус сферы действия Земли
относительно Солнца - 930 000 км, а радиус сферы действия Луны относительно
Земли - 66 000 км.
Говорить в указанном смысле о сфере действия Солнца можно, строго говоря, лишь
как об области пространства, определенной по отношению к звездам. Ниже мы для
простоты будем понимать под сферой действия Солнца просто область
околосолнечного пространства, за исключением сфер действия планет относительно
Солнца.
Войдя в сферу действия другого небесного тела, космический аппарат будет
двигаться дальше под действием силы притяжения этого тела. Притяжение Земли
перестанет оказывать на движение аппарата существенное влияние и будет играть
роль возмущающей силы.
Характер дальнейшего движения космического аппарата зависит от величины его
скорости на границе сферы действия небесного тела. Если эта скорость
относительно небесного тела равна нулю, то космический аппарат упадет на него.
Если скорость аппарата относительно небесного тела будет больше нуля, но меньше
параболической скорости, то при некоторых дополнительных условиях аппарат может
стать искусственным спутником этого тела и будет обращаться вокруг него по
круговой или эллиптической орбите.
Наконец, если скорость космического аппарата будет равна или больше
параболической скорости, то аппарат, описав относительно небесного тела отрезок
параболы или гиперболы, удалится от него, а затем выйдет из его сферы действия.
Таким образом, космический аппарат может упасть на поверхность любого тела
Солнечной системы, может стать его искусственным спутником и может выйти из
пределов Солнечной системы. В последнем случае он должен иметь на границе сферы
действия Земли с Солнцем скорость, равную или большую параболической скорости
относительно Солнца.
Первой искусственной планетой стала советская космическая ракета, запущенная 2
января 1959 г.
Для того чтобы космический аппарат преодолел притяжение Земли и ушел в
космическое пространство, необходимо в начале пассивного участка сообщить ему
скорость, равную или большую скорости
(2.28)
где h - линейная высота начальной точки пассивного участка. У поверхности Земли
h = 0 и
Скорость v2к называется второй космической скоростью относительно Земли.
Параболическая скорость на высоте h меньше второй космической скорости v2к и
определяется из уравнения (2.28) или по формуле
Скорость космического аппарата в любой точке на пассивном участке (без учета
возмущений) определяется по формуле
(2.29)
Для того чтобы космический аппарат, преодолев притяжение Земли и войдя в сферу
действия Солнца, не упал на его поверхность, он должен иметь в этот момент
скорость относительно Солнца, отличную от нуля. Разность гелиоцентрической
скорости аппарата V (определяющей форму его орбиты относительно Солнца) и
гелиоцентрической скорости Земли V3 называется дополнительной скоростью аппарата
Vдоп . С этой скоростью аппарат покидает сферу действия Земли относительно
Солнца.
Начальная скорость космического аппарата v0 , согласно формуле (2.29),
определяется из уравнения
Скорость аппарата на расстоянии r = r (где r - радиус сферы действия Земли),
т.е. дополнительная скорость аппарата Vдоп , согласно той же формуле (2.29)
определится из уравнения
Из двух последних уравнений получим
Первый член в правой части, согласно формуле (2.28), равен vп2, а второй при r ®
¥ обращается в нуль. Тогда начальная скорость космического аппарата определится
по формуле
(2.30)
Воспользуемся формулой (2.30) и рассчитаем, какова должна быть начальная
скорость, чтобы космический аппарат, запущенный с поверхности Земли, покинул
пределы Солнечной системы. В этом случае гелиоцентрическая скорость аппарата V
должна быть равна параболической скорости относительно Солнца. Круговая скорость
относительно Солнца на расстоянии Земли от Солнца равна Vп = = 42,l км/сек.
Следовательно, гелиоцентрическая скорость космического аппарата должна быть
равна V = Vп = 42,1 км/сек.
Если за гелиоцентрическую скорость Земли V3 принять ее круговую скорость Vc ,
т.е.
V3 = Vc = 29,8 км/сек, то при выходе космического аппарата из сферы действия
Земли в направлении орбитального движения Земли его дополнительная скорость
будет такой:
Vдоп = Vп - Vc = (42,1 - 29,8) км/сек = 12,3 км/сек.
а при выходе в сторону, противоположную орбитальному движению Земли,
Vдоп = Vп + Vc = 71,9 км/сек.
Тогда начальная скорость космического аппарата, согласно формуле (2.30), в
первом случае будет равна
а во втором случае
Следовательно, скорость, при которой запущенный с Земли космический аппарат
может уйти за пределы Солнечной системы, сильно зависит от направления выхода
аппарата из сферы действия Земли по отношению к направлению орбитального
движения Земли и лежит в пределах 16,6 км/сек £ v0 £ 72,8 км/сек.
Минимальная скорость v3к = 16,6 км/сек называется третьей космической скоростью
относительно Земли.
Р-12
Тип |
баллистическая ракета средней дальности |
Статус |
снята с вооружения в июне 1989 |
Разработчик |
ОКБ-586 |
Главный конструктор |
Янгель, Михаил Кузьмич |
Годы разработки |
Р-12: С 13 августа 1955 Р-12У: С 30 мая 1960 |
Начало испытаний |
Р-12: 22 июня 1957 - 27 декабря 1958 Р-12У: декабрь 1961 - декабрь 1962 |
Принятие на вооружение |
Р-12: 4 марта 1959 Р-12У: 9 января 1964 |
Единиц произведено |
2300 |
Годы эксплуатации |
15 мая 1960 - июнь 1989 |
Основные эксплуатанты |
|
Модификации |
Р-12У |
Основные технические характеристики: Максимальная дальность: 2080 км Масса ГЧ / Забрасываемый вес: 1600 кг Количество и мощность ББ: 1х2,3 Мт Точность (предельное отклонение): 5 км |
|
РВСНР-12 (индекс ГРАУ — 8К63, «Двина», по классификации МО США и НАТО — SS-4 Sandal (англ. Сандаловое дерево)) — советская жидкостная одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности (БРСД) наземного базирования.
Головной разработчик — ОКБ-586 под руководством М. К. Янгеля. Принята на вооружение в 1959 году.
Технические особенности
Ракетный комплекс с БРСД Р-12 был первым комплексом стратегического назначения, использующим хранимые компоненты топлива и полностью автономную систему управления. В состав системы управления впервые были включены устройства нормальной и боковой стабилизации центра масс.
Преемственность как технологической оснастки, так и части оборудования от ракеты Р-5 предопределила такой же диаметр баков — 1652 миллиметра, как у предшественниц (этот размер унаследован ещё от Фау-2/А-4), но четырёхкамерный ЖРД РД-214 (8Д59) разработки В. П. Глушко имел больший диаметр, чем однокамерные РД-101..103, вследствие чего двигательный отсек прикрыт расширяющейся конической юбкой, одновременно являвшейся стабилизатором, обеспечивающим дополнительный запас аэродинамической устойчивости на активном участке траектории. Стабилизирующий аэродинамический момент создавался смещением центра масс ракеты вперед и действием юбки корпуса и аэродинамических стабилизаторов, обеспечивавшим смещение центра давления назад.
Ввиду бо́льшей плотности азотнокислотного окислителя, бак для его хранения размещался в передней части корпуса, перед приборным отсеком, и имел промежуточное днище. Сначала расходовался окислитель из нижней половины бака, затем — из верхней, что и обеспечивало смещение центра масс ракеты вперед. Это решение позволило уменьшить аэродинамическую неустойчивость ракеты на атмосферном участке полета, что сократило потери тяги на управление вектором тяги по тангажу и рысканию, осуществлявшееся четырьмя (по одному на каждое сопло камер двигателя) графитовыми газодинамическими рулями. Многокамерная конструкция двигателя обеспечивала
управление по крену теми же газодинамическими рулями, созданием управляющего момента разнонаправленным поворотом рулей на противоположных соплах.
Использование
15 мая 1960 года Р-12 встала на боевое дежурство в четырёх полках, дислоцированных в Латвии и Белоруссии и Калининградской области. По нормативам, во избежание поражения сразу двух ракет в случае ядерного удара, позиции Р-12 должны были быть разнесены на несколько десятков километров (от 20 до 40)[1].
Одной из дивизий, вооруженных Р-12 была дивизия, прошедшая боевой путь от Сталинграда до Берлина, работавшая в непосредственном контакте с С. П. Королевым, и принимавшая участие в испытаниях первой советской ракеты Р-1 на полигоне Капустин Яр.
Именно эти ракеты были размещены на Кубе в 1962 году в рамках операции «Анадырь» (также планировалось размещение Р-14), что и вызвало знаменитый Карибский кризис, приведший мир на грань ядерной войны.
Р-12У
В целях повышения стойкости ракеты к поражающим фактором ядерного взрыва было принято решение о разработке модификации Р-12 для шахтной пусковой установки. 2 сентября 1959 года на полигоне Капустин Яр, впервые в мире, ракета стартовала из ШПУ.
5 января 1964 году на вооружение была принята ракета Р-12У (индекс 8К63У) шахтного базирования.
Часть ракет 8К63У применялись в комплексах наземного базирования. Учебная ракета имела обозначение 8К63Уч, ракета для проведения тренировок по заправке компонентами ракетного топлива — 8К63Д.
Шахтная ракета отличалась от прототипа отсутствием промежуточного днища в баке окислителя и некоторыми незначительными изменениями конструкции — в шахте нет ветровых нагрузок, что позволило облегчить баки и сухие отсеки ракеты и отказаться от стабилизаторов.
С 1976 года ракеты Р-12 и Р-12У начали сниматься с вооружения и заменяться на подвижные грунтовые комплексы «Пионер». В соответствии с советско-американским договором о РСМД от 7 декабря 1987 года ракеты типа Р-12 подлежали ликвидации. Они были сняты с вооружения в июне 1989 года, и в период по 21 мая 1990 года на базе Лесная в Белоруссии были уничтожены 149 ракет (из них 65 находились на боевом дежурстве, а остальные на арсеналах РВСН).
Конверсионное использование
21 марта 1963 года на ракете Р-12 с космодрома Байконур был осуществлен суборбитальный запуск прототипа многоразового пилотируемого космического корабля-космоплана ЛКС ОКБ-52 (КБ Челомея). На высоте около 200 километров ракетоплан отделился от носителя и с помощью бортовых двигателей поднялся на высоту 400 километров, после чего начал спуск на Землю. Ракетоплан вошел в атмосферу со скоростью 4 километра в секунду, пролетел 1900 километров и приземлился с помощью парашюта. Проект ЛКС реализован не был.
Ракета Р-12У стала первой ступенью лёгкого космического носителя серии «Космос», индексы 63С1 и 11К63. Запускались эти носители из модифицированных шахт ракет Р-12У.
Тактико-технические характеристики
Горючее: ТМ-185 (смесь углеводородов, близкая к скипидару).
Рабочая жидкость: продукт 030 (80 % перекись водорода).
Окислитель: АК-27И
Пусковое горючее — ТГ-02
Диаметр корпуса: 1652 мм, по стабилизаторам 2652 мм
Длина (с ГЧ): 22768 мм[2]
Стартовая масса ракеты: 41920 кг
Дальность стрельбы: 2080 км
Забрасываемый вес: 1400—1600 кг
Головная часть: термоядерная, моноблочная
Мощность ГЧ: 1 Мт или 2,3 Мт