Воскресенье, 09.12.2018, 23:16
Вы вошли как Гость | Группа "Гости" | RSS
Главная  |  Мой профиль |  Выход  Пользовательское соглашение | Правило публикации материалов
Железо

 

Меню сайта

Реклама

Навигация
Технология металлов
и других конструкционных материалов
Черный хлеб металлургии
Защита нефтяных резервуаров от коррозии
Конструкция железнодорожного пути
и его содержание
Путь в космос
Метеоритные кратеры на Земле
В мире застывших звуков
Рентгенотехника
Наука и техника
Термодинамика
Ручная ковка
Юмор

Реклама

Форма входа

Статистика сайта
Онлайн всего: 1
Гостей: 1
Пользователей: 0

Сегодня были:



Главная » Статьи » Путь в космос

Устройство ракет
 Проникновение в космическое пространство и его освоение немыслимо без средств доставки в космос летательных аппаратов - космических кораблей, искусственных спутников Земли и др. Космическое пространство стало доступно человечеству благодаря появлению такого средства передвижения, как ракета. Космическая ракета - это сложнейшая машина. 

 Сердцем каждой машины является двигатель, в котором происходит преобразование различных видов энергии (электрической, химической и др.) в механическую энергию. Сердцем космической ракеты также является двигатель. Как правило, на космических ракетах устанавливаются жидкостные реактивные двигатели - о них мы и будем говорить. Источником питания для жидкостных реактивных двигателей служат компоненты топлива - окислитель и горючее. На борту ракеты они содержатся в топливных баках. 

 Как топливо из баков подается в двигатель? В малых ракетах эта задача решается довольно просто - жидкое топливо выдавливается из баков сжатым газом и по трубопроводу доставляется в камеру сгорания. В больших же ракетах топливо в камеру двигателя подается с помощью насосов. 

 Насосная подача топлива позволяет при сколь угодно большом давлении в камере сгорании двигателя иметь давление в баках с топливными компонентами всего лишь 2 - 3 атм. Работа насосов, перекачивающих топливо, обеспечивается турбиной, рабочее колесо которой находится на одном валу с насосами. Турбина приводится в движение газом, поступающим на рабочее колесо турбины из специального газогенератора. В газогенератор подаются те же компоненты топлива, что и в камеру сгорания двигателя, но с другим соотношением - на одну часть окислителя приходится 15 - 20 частей горючего. Благодаря этому газ, получающийся в газогенераторе, имеет температуру = 1000 - 1200°С. Такую температуру турбина выдерживает, ее детали не сгорают. 

 Реактивный двигатель, турбина с газогенератором и насосами, а также топливные баки составляют двигательную установку ракеты. Двигательная установка является силовым агрегатом ракеты, ее важнейшей частью. Она обеспечивает разгон ракеты до заданной скорости. Но ракете необходимо не только сообщить заданную скорость. 

 Космические ракеты во время полета должны управляться. Даже небольшое возмущение полета ракеты может привести к большому отклонению от намеченной цели. А что может возмущать полет ракеты? Главный источник возмущений движения ракеты - неточное совпадение струи истекающего из сопла двигателя газа с осью ракеты. Это несоответствие может быть очень малым, но вследствие этого ракета может отклониться от намеченной цели на десятки и сотни километров. Поэтому все ракеты дальнего действия, а тем более космические, обязательно имеют систему управления полетом. 

 Система управления служит для того, чтобы обеспечить попадание ракеты в намеченную цель, т. е. предупредить отклонение ее полета от заранее намеченного курса. Но ракета должна управляться не только по курсу, система управления обеспечивает также и стабилизацию ракеты. Попробуйте с силой бросить палку. Вы заметите, что она не летит в воздухе подобно стреле, а кувыркается. Точно так же и ракета, находясь под действием силы тяги двигателя, будет кувыркаться, т. е. получать вращательное движение вокруг своих осей симметрии. Таких осей у ракеты три - продольная и две поперечные. Система управления удерживает ракету от кувыркания в пространстве, т. е. гасит вращение вокруг осей симметрии. 

 Говоря более точно, система управления вырабатывает сигналы на исправление положения ракеты в пространстве. Эти сигналы передаются на органы управления ракетой, которые, получив сигнал, производят силовое воздействие на ракету, заставляя ее изменять либо направление движения, либо положение в пространстве. Если двигательную установку мы назвали сердцем ракеты, то система управления - ее голова и нервы. Помимо этих двух главнейших частей, в состав ракеты входит полезный груз - то, ради чего и запускается ракета. 

 Полезным грузом в боевых ракетах является головная часть с зарядом взрывчатки, а в космических ракетах - космический объект (искусственный спутник Земли, автоматическая межпланетная станция, космический корабль с людьми на борту). 

 Рассмотрим теперь наиболее характерные особенности составных частей ракеты. На рисунке 1 изображена схема двигательной установки жидкостной ракеты. Насосы подают компоненты топлива к головке двигателя, в которой смонтировано большое количество форсунок: одни из них окислительные (через них в камеру сгорания впрыскивается окислитель), другие - форсунки горючего (через них впрыскивается горючее). Форсунки обеспечивают тонкий распыл горючего и окислителя и их смешивание в камере сгорания двигателя.
 

Рис. 1. Схема двигательной установки ракеты на жидком топливе.

 В любой машине при сгорании топлива развиваются большие тепловые потоки, нагревающие стенки двигателя до высоких температур. Жидкостный ракетный двигатель отличается от всех других тепловых машин своей исключительно высокой теплонапряженностью. Теплонапряженность - наиболее характерная черта ЖРД. Если не охлаждать стенки ракетного двигателя, они быстро прогорят, из какого бы материала они ни были сделаны. Ракетный двигатель должен интенсивно охлаждаться, только при этих условиях он может длительно работать. А чем его охлаждать? Автомобильные двигатели, например, охлаждают водой. Можно ли охлаждать водой ракетные двигатели? Можно. Кстати нужно сказать, что вода обладает наилучшими охлаждающими свойствами по сравнению с другими жидкостями. Однако воду для охлаждения ракетных двигателей не применяют. Ведь для этого на борт ракеты нужно брать запас воды, и не малый. Кроме того, вода будет нагреваться, и ее нужно будет чем-то охладить. К чему это приведет? К очень заметному увеличению веса ракеты, что нежелательно. 

 ЖРД, как правило, охлаждают одним из компонентов топлива - горючим или окислителем. Для этого камеру сгорания делают двухстеночной. В зазоре между внутренней огневой стенкой и наружной (этот зазор называется рубашкой охлаждения) протекает холодный компонент топлива. Омывая огневую стенку двигателя, он охлаждает ее, нагреваясь сам. Нагретый в рубашке охлаждения компонент затем поступает в головку двигателя. Однако только такое охлаждение для ЖРД оказывается недостаточным. Для усиления охлаждения часть компонента топлива не распыляют в камере сгорания и не смешивают с другим компонентом, а впрыскивают прямо на стенку двигателя. Полив стенки двигателя жидким компонентом обеспечивает в достаточной мере его охлаждение. 

 Как поджигается горючая смесь в ракетном двигателе? В автомобильных и авиационных двигателях поджигание производится с помощью электросвечи, которая дает искру и обеспечивает воспламенение топливной смеси. Для ракетных двигателей такой маломощный источник зажигания оказался непригодным. Для некоторых ракетных топлив (так называемых самовоспламеняющихся) вопроса о зажигании вообще не существует. При смешении горючего и окислителя такое топливо воспламеняется, и никакого дополнительного источника для его поджигания не требуется. Вспомните, мы говорили, что в атмосфере фтора все горит. Смешение фтора с любым горючим компонентом в камере двигателя приводит к воспламенению топливной смеси. Для двигателей, работающих на фторном топливе, не требуется зажигающего устройства. А вот жидкий кислород такими свойствами не обладает. Топлива на основе жидкого кислорода нуждаются в зажигании от какого-либо источника. Поджечь топливо в ракетном двигателе можно с помощью факела огня, полученного при сгорании порохового заряда. Пороховую шашку вводят через сопло в камеру сгорания двигателя. В момент поступления компонентов в двигатель шашку поджигают электросвечой; факел от горения порохового заряда поджигает ракетное топливо. Так происходит запуск ракетного двигателя. А как его остановить? Так же, как останавливают любой двигатель,- нужно прекратить подачу топлива в камеру сгорания, т. е. перекрыть трубопроводы, по которым топливо из топливных баков подводится к двигателю. 

 Рассмотрим теперь,как производится стабилизация положения ракеты в пространстве при ее полете, т. е. как устраняется действие различных возмущающих факторов, заставляющих ракету во время полета произвольно вращаться вокруг своих осей. Вероятно, вы хорошо знакомы с детской игрушкой, называемой волчком, и знаете, чем она замечательна. Поставьте волчок вертикально и сообщите ему большую скорость вращения. В таком состоянии, если на него не будут действовать какие-либо силы (не считая, конечно, силу тяжести), волчок, пока он находится в движении, стойко сохраняет вертикальное положение своей оси вращения. Это удивительное свойство волчка открыл, а лучше сказать, обратил на него внимание в 1871 г. французский ученый Фуко. 

 Замечательное свойство детской игрушки волчка и используется при создании очень точных и сложных приборов - гироскопов, удерживающих ракету в пространстве в определенном положении. Перед запуском ракеты гироскоп разгоняется до скорости, соответствующей нескольким десяткам тысяч оборотов в минуту. Раскручивают их, конечно, не вручную. Гироскопом может служить, например, электромотор. Ротор электромотора выполняет роль волчка. Подключив к такому гироскопу-электромотору питание, можно заставить вращаться ротор с очень большой скоростью. Волчок-ротор электромотора будет вращаться вокруг оси, расположенной в определенной плоскости. 

 В полете на ракету действуют различные силы (например, вблизи Земли сильный ветер), под влиянием которых она может поворачиваться вокруг одной из своих осей. Но если ракета и будет поворачиваться, то гироскоп, установленный на ней, или, вернее, ось его вращения, будет сохранять свое первоначальное положение. 
 

Рис. 2. Волчок сохраняет неизменным положение оси вращения.

 Чтобы убедиться в этом, можно проделать такой опыт. Возьмите доску и запустите на ней волчок так, чтобы он вращался вокруг оси, перпендикулярной плоскости доски. А теперь постепенно поднимайте один конец доски (см. рис. 2). Между плоскостью доски и горизонтом будет образовываться угол. А что происходит с волчком? Его ось по-прежнему строго вертикальна. Он не чувствует изменения положения доски, хотя на ней и находится. Таким образом, между поверхностью доски и осью вращения волчка теперь будет угол уже не 90°, а меньше. Точно такая же картина наблюдается при повороте ракеты в полете. Если ракета повернется вокруг одной из своих осей, то между осью вращения гироскопа и плоскостью, проходящей через данную ось вращения ракеты, образуется некоторый угол. Появление такого угла указывает на ненормальное положение ракеты в пространстве. Сигнал от гироскопа (в виде рассогласования по углу) поступает в специальное устройство, где он преобразуется в электрический сигнал, усиливается и затем поступает к органам управления ракетой. Органы управления возвращают ракету в заданное положение, не давая ей беспорядочно вращаться. 

 Так осуществляется стабилизация ракеты в процессе полета. Но, как известно, полет любой ракеты, в том числе и космической, проходит по траектории сложной формы. Это не просто прямая линия, а кривая с разными углами наклона к горизонту на различных участках полета. Поэтому ракета при полете не должна вращаться ни вокруг продольной оси Х, ни вокруг поперечной оси У, поворот на некоторый угол вокруг оси Z должен иметь место. Действительно, ракета может лететь по заданной траектории только при условии, если она будет поворачиваться в соответствующее время на угол а вокруг оси Z (рис. 3). 
 

Рис. 3. Оси вращения ракеты.

 Вращение ракеты вокруг оси Z должно быть не случайным и беспорядочным, как это бывает при действии какого-либо возмущающего фактора, а запланированным, в каждый данный момент вполне определенным по величине. Как удерживается ракета от вращения вокруг осей Х и У с помощью гироскопов, мы уже видели. А как же обеспечивается поворот ракеты вокруг оси Z в соответствующее время полета и на требуемую величину? Для этой цели на ракете имеется устройство, которое по запланированному графику выдает сигналы соответствующей величины на поворот ракеты. Поясним это опять на примере с волчком, который вращается на доске, находящейся в горизонтальном положении. Пусть перед нами поставлена задача выработать сигнал на поворот летательного аппарата, на борту которого помещена такая доска с вращающимся волчком. Очевидно, если мы будем поднимать доску за один конец, то между продольной осью доски и осью вращения волчка будет образовываться некоторый угол. Этот угол и может служить сигналом на поворот летательного аппарата. Для того чтобы сигнал на поворот летательного аппарата вырабатывался в нужное время и на соответствующую величину, конец доски должен подниматься по определенному закону. Сделать это принципиально не трудно. Поместим под конец доски кулачок, который может вращаться с определенной скоростью вокруг оси, проходящей перпендикулярно чертежу (рис. 4). Кулачок можно изготовить такой формы, что при данной скорости вращения вокруг этой оси угол поворота доски будет соответствовать запланированному. Приведем кулачок во вращение. Что будет происходить с доской? Ее конец будет подниматься то выше (когда расстояние поверхности кулачка от оси вращения больше), то ниже (когда с доской соприкасается поверхность кулачка, имеющая минимальное расстояние от центра вращения). Таким образом, высота подъема конца доски по времени, а следовательно величина угла образующего между осью вращения волчка и продольной осью доски, зависит от формы кулачка и от скорости его вращения. В соответствии с заданной программой этого угла по времени подбирают скорость вращения кулачка и его форму. Система управления ракетой по дальности - сложный механизм. Однако принципиальное устройство мало чем отличается от простейшей схемы, которую мы описали.
 

Рис. 4. От положения кулачка зависит угол, составляемый доской с горизонтом.

 Программа полета, либо в виде кулачков определенной формы, либо в другом виде, находится на борту ракеты. Эта программа с помощью гироскопических приборов отрабатывается по времени, обеспечивая в надлежащее время поворот ракеты на необходимый угол по отношению к линии горизонта. Назначение системы стабилизации, а также системы управления дальностью - вырабатывать сигналы, указывающие, на какой угол необходимо повернуть ракету. 

 Рассмотрим теперь, как эти сигналы отрабатываются в ракете. Что заставляет ракету изменять свое положение в соответствии с сигналом, поступившим от системы управления? 

 В автомашине, самолете, в любой другой транспортной машине для управления служат рули. Поворотом руля машину заставляют изменять направление движения. Ракеты в этом отношении не отличаются от других средств передвижения. Для того чтобы изменить направление движения ракеты или заставить ее повернуться вокруг одной из ее осей, к ней или к рулям, которыми она управляется, необходимо приложить усилие. 

 Что представляют собой рули ракеты? Для того чтобы повернуть автомобиль на некоторый угол, шофер с помощью руля разворачивает передние колеса. Колеса, имея сцепление с землей, могут по ней двигаться лишь в направлении, в котором они установлены с помощью руля. Управление самолетом основано на взаимодействии его рулей с потоком воздуха, в морских и речных судах - с потоком воды. В космическом пространстве нет никакой опоры - ни земли, ни воздуха, ни воды. Но это не исключает возможности управления ракетой. Мы знаем, почему ракета передвигается в безвоздушном пространстве, причина этому - выброс массы вещества, т. е. продуктов сгорания топлива, из двигателя. Если направление потока истекающего газа из двигателя строго совпадает с продольной осью ракеты, то сила тяги, создаваемая двигателем, также совпадает с этой осью и толкает ракету вперед. А что произойдет, если в истекающую из сопла двигателя струю газа поместить какое-либо тело, жестко связанное с ракетой? 

 Очевидно, поток газа, набегая на это тело, будет отклоняться от своего первоначального направления. Меняя размер и форму тела, помещаемого в газовый поток, можно получить такое отклонение потока, при котором образуется сила, заставляющая ракету поворачиваться вокруг одной из ее осей. В действительности так и делают - в струю газов, истекающих из сопла двигателя, помещают так называемые газовые рули, представляющие собой толстые куски графита. В газовый поток можно поместить несколько рулей, которые при повороте их на тот или иной угол будут давать большую или меньшую силу, заставляющую ракету вращаться вокруг ее осей. 

 На ракете устанавливают обычно четыре руля; их поворот осуществляется с помощью рулевых машинок, получающих сигнал от системы управления ракетой. Газовые рули - это один из видов исполнительных органов системы управления ракетой. Способ этот имеет недостатки. Рули, находящиеся в струе истекающего газа, создающего тягу ракеты, затормаживают движение газа и тем самым уменьшают силу тяги, действующую на ракету. 

 Графитовые рули можно применять на ракетах с непродолжительным временем работы двигателя. Для ракет с длительным временем работы двигателя исполнительные органы системы управления работают по другому принципу. В последнее время в ракетах дальнего действия, а также и на космических в качестве исполнительных органов системы управления стали использовать так называемые рулевые камеры (рулевые двигатели). По своему устройству рулевые двигатели принципиально не отличаются от основных двигателей, устанавливаемых на ракете. Работают они на том же топливе, что и основные двигатели, по размерам же рулевые двигатели гораздо меньше основных. Характерным для рулевых двигателей является наличие узлов, с помощью которых они могут поворачиваться на определенный угол. 

 Команды на поворот рулевых двигателей поступают от системы управления. Поворот их осуществляется так же, как и газовых рулей, с помощью рулевых машинок. На ракете обычно устанавливают четыре рулевых двигателя, которые попарно могут поворачиваться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях. Если поворачиваются два рулевых двигателя, расположенных в одной и той же плоскости, то они создают момент сил, который и повернет ракету на соответствующий угол. Два других рулевых двигателя обеспечивают поворот ракеты (когда подается команда от системы управления) в другой плоскости.

 В чем преимущество рулевых двигателей по сравнению с газовыми рулями? Рулевые двигатели практически не оказывают влияния на работу основных двигателей, даже в тот момент, когда выполняют поворот ракеты на определенный угол, т. е. в отличие от газовых рулей не уменьшают их силу тяги. В нейтральном же положении (т. е. когда они не производят поворот ракеты) эти двигатели работают так же, как и основные, создавая дополнительную тягу. Но помните, что говорилось об охлаждении ЖРД? Охлаждение - трудная проблема. Для того чтобы охладить двигатель так, чтобы не горели его стенки, приходится поливать стенки камеры сгорания одним из компонентов, что ухудшает экономичность двигателя. А охладить маленький двигатель гораздо труднее, чем большой. 

 Рулевые двигатели небольшие по размерам, поэтому и охладить их труднее, чем основные, большие двигатели. В рулевых двигателях приходится еще большую часть топлива использовать для полива стенок и, следовательно, выбрасывать через сопло не полностью сгоревшей. 

 Как же снизить непроизводительные потери топлива в исполнительных органах управления ракетой? Очевидно, нужно ликвидировать причину потерь, а это либо газовые рули, либо рулевые двигатели. А как же тогда управлять ракетой? Оказывается, выполнять команды системы управления можно не только специальными двигателями или газовыми рулями, но и основными двигателями. Почему нельзя создавать на ракете момент сил поворотом на некоторый угол не рулевых двигателей, а основных камер? Если камера основного двигателя будет смонтирована на подвижном узле, позволяющем ей поворачиваться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях, то, очевидно, это позволит также создавать на ракете в нужный момент времени момент сил, поворачивающий ракету. Так как сила тяги основного двигателя во много раз больше силы тяги рулевого двигателя, угол поворота основной камеры должен быть очень небольшим. Но ведь это и хорошо. Теперь рулевая машинка, получив сигнал от системы управления на изменение положения ракеты в пространстве, будет поворачивать не газовые рули или рулевые двигатели, а камеру сгорания основного двигателя. 

 Когда исполнительным органом системы управления ракетой служат не специальные устройства в виде газовых рулей или рулевых двигателей, а камера основного двигателя, практически отсутствуют непроизводительные затраты энергии, выделяющейся при сгорании топлива. Однако и такой исполнительный орган несовершенен. Его недостаток - сложность изготовления узла, позволяющего поворачивать камеру сгорания двигателя. Поэтому разрабатываются способы исполнения команд системы управления, в которых силовая установка (двигатель) всегда находится в определенном положении, а момент сил, необходимый для поворота ракеты на тот или другой угол, создается за счет изменения направления потока газов, истекающих из сопла двигателя. Ведь если поток газа, выходящий из сопла, будет не параллелен оси ракеты, то будет создаваться некоторый момент сил, стремящийся повернуть ракету. Он будет тем больше, чем сильнее отклонится поток от направления, совпадающего с продольной осью ракеты. 

 Но как заставить поток газа в нужный момент отклониться от своего направления на величину, соответствующую сигналу, поступающему от системы управления? Сделать это не так уж и трудно. Если где-либо на сопле (после критического сечения) просверлить отверстие и в него вдувать газ (сжатый воздух, азот и др.), то поток газа, вдуваемого в отверстие сопла, заставит поток газа, истекающего из сопла двигателя, сместиться в сторону. Величина смещения будет зависеть от количества газа, вдуваемого в отверстие, угла, под которым газ входит в сопло, а также от природы вдуваемого газа. 

 Через отверстия в сопле можно подавать не только газ, но и какую-либо жидкость, в том числе и один из компонентов топлива. Таким образом, вместо довольно сложных устройств, потребляющих большое количество энергии, для исполнения команд системы управления достаточно иметь простое по устройству приспособление, позволяющее вдувать газ или вспрыскивать жидкость через отверстия в сопле двигателя. Сигнал, вырабатываемый системой управления, должен передаваться на клапан, перекрывающий доступ газу или жидкости к отверстию в сопле. По этому сигналу клапан открывается, и в сопло вдувается газ или вспрыскивается жидкость. Создается усилие, заставляющее ракету поворачиваться на надлежащий угол. После того как ракета примет соответствующее положение, от системы управления подается сигнал на закрытие клапана. Поступление газа (жидкости) через отверстие в сопле прекращается. Направление потока газа (продуктов сгорания топлива), вытекающего через сопло, опять совпадает с направлением продольной оси ракеты, поэтому сила, вызывающая поворот ракеты, перестает действовать. 

 Мы рассмотрели принципы устройства приборов, стабилизирующих ракету в полете, а также удерживающих ее на траектории полета, которая заранее рассчитывается и в виде программы находится на ее борту. Но мы не познакомились с очень важным элементом в управлении ракетой, без которого она не сможет попасть в цель.

 Попадание ракеты в цель (или, точнее, полезного груза, который несет ракета) зависит от двух факторов: скорости, которую имеет ракета в момент прекращения работы двигателей, и положения ее в пространстве. 

 Траекторию полета ракеты можно разделить на два участка - активный и пассивный. На активном участке ракета летит под действием силы тяги, создаваемой работающими двигателями. Именно на активном участке ракете сообщается скорость, которую ей необходимо иметь для того, чтобы она, продолжая полет с выключенными двигателями, смогла достичь намеченной цели. 

 Вы уже знаете, как система управления удерживает ракету на расчетной траектории. А как можно обеспечить расчетную скорость движения ракеты в той точке траектории, с которой начинается ее пассивный участок полета? Вопрос не кажется сложным. Для этого, когда ракета наберет нужную скорость, необходимо выключить двигатель. А вот как определить правильно момент выключения двигателя, другими словами, как определить скорость летящей ракеты? Эта задача намного сложнее, чем определение скорости автомобиля или самолета. 

 Существует несколько способов определения скорости полета ракеты. Разберем принцип одного из них. Для этого нам опять придется обратиться к детской игрушке-волчку. Мы уже говорили, что раскрученный волчок сохраняет положение своей оси вращения в одном и том же положении. Это одно из замечательных свойств волчка, которое, как мы уже видели, оказалось возможным использовать для создания приборов, стабилизирующих летящую ракету в пространстве, а также направляющих ее движение по определенной, заранее запланированной траектории. 

 Волчок обладает еще одним замечательным и полезным свойством. Хотя быстро вращающийся волчок и стремится сохранить положение своей оси неизменным, но если приложить достаточную по величине силу и если эта сила будет действовать непрерывно, она все же сможет изменить положение оси вращения волчка. Причем оказывается, что ось быстро вращающегося волчка перемещается под действием силы не по направлению ее действия, а перпендикулярно к этому направлению. Это довольно необычное свойство волчка (гироскопа) называется прецессией. Угол поворота (угол прецессии) оси волчка пропорционален величине приложенного момента. Прецессия гироскопа, т. е. поворот его оси, прекращается, как только прекращается действие на него момента силы. 

 Это замечательное свойство волчка-гироскопа используют при создании приборов, позволяющих измерять скорость ракеты в любой точке траектории. Вспомним, что скорость тела и, двигающегося под действием силы с ускорением а, определяют по формуле v = v0 + at. 

 Ускорение за время полета ракеты t не остается постоянным. Поэтому следует поступить так. Время полета нужно разбить на отдельные интервалы, в которых ускорение ракеты можно считать постоянным. На каждом таком интервале скорость будет изменяться на величину Dv = aDt, а полное изменение скорости за время полета t будет равно сумме изменений скорости на всех участках. Следовательно, для того чтобы определить скорость ракеты в какой-то момент ее полета, необходимо вести суммирование приращений скорости на всех участках, начиная со старта. 
 

Рис. 5. Траектория полета ракеты - кривая линия.

 На рисунке 5 показана траектория ракеты. Она представляет собой кривую линию. В каждой точке траектории скорость ракеты направлена по касательной к кривой. 

 Вам, вероятно, приходилось решать такую задачу: зная направление ускорения (скорости) и одну его составляющую (например, вертикальную), находить полное ускорение (скорость). Как это делается, видно из рисунка 6. 
 

Рис. 6. Определение полного ускорения по его направлению и вертикальной составляющей.

 Почему мы об этом говорим? А вот почему: используя свойство гироскопа прецессировать (т. е. менять положение оси вращения под действием приложенного момента силы), можно создать приборы, позволяющие определить вертикальную составляющую скорости полета ракеты. Но этого вполне достаточно для того, чтобы определить и полную скорость. Посмотрите на рисунок 7. К оси гироскопа, вращающегося с большой скоростью (несколько десятков тысяч оборотов в минуту), прикреплен груз массой m. Так как груз относительно центра тяжести волчка имеет плечо l то он создает момент равный mgl (g - ускорение свободного падения. Этот момент будет действовать на ось гироскопа, заставляя ее прецессировать, но не в вертикальной плоскости, а в горизонтальной. Под действием этого момента ось будет поворачиваться с одной и той же скоростью в горизонтальной плоскости. Угол поворота оси гироскопа пропорционален моменту mgl. 
 

Рис. 7. Схема устройства гироскопа, замеряющего скорость ракеты.

 Теперь представим себе, что такое устройство находится на борту ракеты, причем расположено оно таким образом, что ось гироскопа занимает горизонтальное положение. Если ракета начинает двигаться строго вертикально с ускорением ар, то с таким же ускорением вместе с ракетой будет двигаться и груз, прикрепленный к оси гироскопа. Так как ускорение направлено в сторону, противоположную ускорению свободного падения, то вес груза увеличивается: Р = m (g + ар). Длина же плеча, на котором расположен груз на гироскопе, не изменяется, поэтому момент силы, стремящийся вернуть ось гироскопа и заставляющий ее прецессировать в горизонтальной плоскости, будет пропорционален ускорению ар. 

 Мы рассмотрели случай, когда ракета движется строго вертикально. Но ракета на большей части траектории движется под некоторым углом к горизонту и ускорение ар направлено не вертикально, а составляет с горизонтом такой же угол, под каким летит ракета. 

 В этом случае на ось гироскопа перпендикулярно ее направлению будет действовать сила Р = ma1, где а1 - ускорение. Это ускорение складывается из ускорения свободного падения g и вертикальной составляющей ускорения ракеты ау. Горизонтальная составляющая ускорения направлена вдоль оси гироскопа, поэтому сила Рх = max относительно оси гироскопа вращающего момента не создает. Мы уже говорили о том, что, зная лишь одну составляющую ускорения и направление полного ускорения, можно, пользуясь правилом параллелограмма, вычислить само ускорение. В ракете специальное устройство непрерывно выполняет такой расчет. 

 Результат получается в виде угла поворота оси гироскопа, замеряющего скорость движения ракеты. Разумеется, при создании подобного прибора массу груза и плечо действующей силы выбирают такими, чтобы за время полета поворот оси гироскопа не превышал определенной величины. Когда ракета достигнет расчетной скорости, ось гироскопа повернется на расчетный угол и замкнет специальный электроконтакт, что и послужит сигналом для выключения двигателя.




Категория: Путь в космос | Добавил: 29.08.2015
Просмотров: 6078 | Рейтинг: 5.0/1

Всего комментариев: 0
avatar

© 2018