Дизајнирањето, изградбата и лансирањето на модели на ракети не е лесно. Особено кога дизајнерот се стреми да постигне највисоки резултати на натпревари.

Успехот на спортистот во голема мера зависи од правилниот избор на мотор за моделот. Друг чекор кон постигнување рекорд е познавањето на законите на движење на моделот.

Во ова поглавје ќе воведеме концепти поврзани со движењето - брзина, забрзување и други фактори кои влијаат на висината на летот.

Перформансите на летот на ракетните модели главно зависи од следниве фактори:

• G CT - тежина на лансирање на моделот на ракетата (kg);
• G T - тежина на гориво (kg);
• J ∑ - вкупен импулс на моторот (мотори) (kg·sec);
• P ud - специфичен потисок на моторот (мотори) (kg sec/kg);
• V - брзина на моделот на ракетата (m/sec);
• P - потисок на моторот (мотори) (кг);
• a е забрзување на моделот на ракетата (m/sec 2);
• t - време на работа на моторот (мотори) (сек);
• i е бројот на фази на ракетниот модел.

Идеална брзина на модел на ракета

Висината на летот на модел на ракета зависи првенствено од неговата брзина постигната на крајот на работата на моторот. Прво, ајде да погледнеме како да ја пронајдеме конечната брзина на моделот без да ги земеме предвид отпорот на воздухот и гравитацијата на земјата. Оваа брзина ќе ја наречеме идеална брзина на ракетниот модел.

За да ја одредиме брзината на моделот на ракетата, го користиме следниов закон за механика: промената на моментумот на кое било тело е еднаква на импулсот на силата што се применува на телото.

Количеството на движење е производ на масата на телото m според неговата брзина V, а импулсот на сила е производ на силата F што се применува на телото до времето на неговото дејство t.

Во нашиот случај, овој закон се изразува со формулата:

каде што m е масата на моделот на ракетата;
Vк е брзината на моделот на ракетата на крајот од работата на моторот;
V st - брзина на моделот на ракетата на почетокот на движењето (во овој случај Set=0);
P - потисок на моторот;
t - време на работа на моторот.

Бидејќи во моментот на почеток V st = 0, добиваме:

Масата на моделот на ракетата се менува за време на работата на моторот бидејќи горивото согорува. Ќе претпоставиме дека потрошувачката на гориво е константна вредност и дека за време на работата на моторот тежината на горивото рамномерно се намалува од G T на 0. За да се поедностават пресметките, претпоставуваме дека Просечната тежинагоривото е еднакво на G T /2, тогаш просечната маса на ракетниот модел ќе биде еднаква на:
Имајќи предвид дека P·t=J ∑ -Рsp·G T) и врз основа на просечната тежина на горивото, ја препишуваме равенката (20):
каде:

или

Оваа формула е приближен израз на добро познатата формула на К. Е. Циолковски. Може да се напише во друга, попогодна форма за пресметка. За да го направите ова, помножете ги броителот и именителот на десната страна на формулата со G T /2.
Ајде да дадеме неколку примери за користење на оваа формула.

Проблем 4. Определи ја идеалната брзина на модел на ракета со една фаза ако: G CT =0,1 kg; P ud =30 kg·sec/kg; G T =0,018 kg.

Решение. За решавање, ја применуваме формулата (23). Добиваме:

Формула на К.Е. Циолковски

Поточно, идеалната брзина на модел на ракета може да се одреди со добро познатата формула на К. Е. Циолковски користејќи логаритамски табели.
каде што W е брзината на протокот на гас од млазницата;
m st - маса на лансирање на моделот на ракетата;
m k е конечната маса на моделот на ракетата;
З - број Циолковски.

Коефициентот 2,3026 се појави во втората формула при движење од природниот логаритам во децимален.

Проблем 5. Одреди ја идеалната брзина на моделот на ракетата користејќи ја формулата на K. E. Tsiolkovsky, ако: G CT =0,1 kg; G T =0,018 kg; R ud =30 kg·sec/kg.

Решение. Конечна тежина на моделот на ракетата:

Ајде да ги замениме достапните податоци во формулата Циолковски:

3. Вистинската брзина на моделот на ракетата

Летот на модел на ракета е под влијание на отпорот на воздухот и присуството на гравитација. Затоа, неопходно е да се прилагодиме на овие фактори во нашите пресметки. Само тогаш ќе ја добиеме вистинската брзина на моделот на ракетата на крајот од работата на моторот, врз основа на која можеме да ја пресметаме патеката на летот на моделот.

Вистинската конечна брзина на моделот на ракетата може да се пресмета со формулата:

каде Vk е идеалната брзина на моделот на ракетата;
P av - просечен потисок на моторот;
g - забрзување на земјата;
t - време;
D - дијаметар на средниот пресек;
А е коефициентот.

Во оваа формула изразот gt ја зема предвид гравитацијата на земјата, а изразот D 2 /P av ·A - влијанието на отпорот на воздухот. Коефициентот А зависи од идеалната брзина и висина на моделот на ракетата. Вредностите на коефициентот А за различни идеални брзини и височини на летот се дадени во табелата. 2.

Проблем 6. Одредете ја вистинската брзина на моделот на ракетата на крајот од активниот дел од патеката на летот, ако P отчук =30 kg·sec/kg; G T =0,018 kg; G T =0,1 kg; t=0,6 сек; P av =0,9 kg; D=3 cm.

Решение. Ќе ја одредиме идеалната брзина на моделот на ракетата користејќи една од дадените верзии на формулата на К. Е. Циолковски:

Ајде да ја пресметаме вистинската брзина на моделот на ракетата користејќи ја формулата (25):
Вредноста на коефициентот А за дадена висина на летот е A=0,083.
Проблем 7. Определете ја вистинската брзина на моделот на ракетата на крајот од активниот дел, ако P бит = 25 kg сек/кг; G T =0,1 kg; t=4 сек; D=3 cm; G=0,1 kg (G k е тежината на ракетниот модел без гориво).

Решение. Почетна тежина на моделот:

Идеална брзина на модел на ракета:

Просечен потисок на моторот:



Врз основа на фактот дека вкупниот импулс и времето на работа се главните параметри на моторот, оваа формула за практична употребаПопогодно е да се преработи во форма:

бидејќи

4. Висина на летот на ракетниот модел

Сега да разгледаме како, знаејќи ја брзината на моделот на ракета, да ја најдеме неговата висина на летот. Летот на моделот ќе го разгледаме строго вертикално. Траекторијата на летот на модел на ракета може да се подели на два дела - активен, кога работат моторите на ракетниот модел и пасивен - летот на моделот по инерција откако моторите ќе престанат да работат. Така, вкупната висина на летот на ракетниот модел е:
каде што h 1 е висината на летот во активниот дел;
h 2 - висина на летот во пасивниот дел.

Висината h 1 може да се пресмета со претпоставка дека брзината на моделот на ракетата се менува подеднакво од 0 до V на крајот од работата на моторот. Просечната брзина во овој дел е

каде t е времето на летот во активниот дел.

Во формулата (27), при пресметување на V акт, земен е во предвид отпорот на воздухот. Друга работа е кога ќе пресметаме h 2 . Ако немаше воздушен отпор, тогаш, според законите на механиката, тело кое лета по инерција со почетна брзина ќе добие надморска височина

Бидејќи во нашиот случај V start =V ефективно, тогаш

За да го земете предвид отпорот на воздухот, мора да внесете коефициент во оваа формула. Експериментално е откриено дека е приближно 0,8. Така, земајќи го предвид отпорот на воздухот, формулата ќе ја добие формата
Тогаш формулата (26) може да се запише како:
Проблем 8. Пресметајте ја висината на патеката на летот на ракетниот модел и неговото забрзување врз основа на податоците: G CT =0,08 kg; D=2,3 cm; P отчук =45,5 kg сек/кг; P av =0,25 kg; f=4 сек; G T =0,022 kg; J ∑ =1,0 kg·sec (мотор DB-Z-SM-10).

Решение. Идеална брзина на модел на ракета:

Вистинската брзина на моделот на ракетата:
Висина на летот на ракетниот модел во активниот дел:
Пасивна висина на летот:
Вкупна висина на летот на ракетниот модел:

5. Промена на параметрите на патеката на летот на ракетниот модел во зависност од времето на работа на моторот

Од формулата (29) е јасно дека висината на летот на ракетниот модел главно зависи од брзината на ракетниот модел постигната на крајот од работата на моторот. Колку е поголема оваа брзина, толку повеќе моделот ќе лета. Ајде да видиме како можеме да ја зголемиме оваа брзина. Да се ​​вратиме на формулата (25).
Гледаме што помала вредност gt и D 2 /P av ·A, толку е поголема брзината на моделот на ракетата, што значи дека е поголема вредноста на висината на летот на моделот.

Во табелата 3 е прикажана промената на параметрите на патеката на летот на ракетата во зависност од времето на работа на моторот. Табелата е дадена за ракетни модели со лансирана тежина G CT = 0,08 kg и мотор DB-Z-SM-10. Карактеристики на моторот: J ∑ =1,0 kg·sec; P ud =45,5 kg сек/кг; G T =0,022 kg. Вкупниот импулс останува константен во текот на летот.

Табелата покажува дека со време на работа на моторот од 0,1 секунда, теоретската висина на летот на моделот е 813 m. Се чини дека ајде да направиме мотори со такво време на работа - и рекордите се загарантирани. Меѓутоа, со такво време на работа на моторот, моделот треба да развие брзина од 0 до 140,6 m/s. Ако на ракетата со таква брзина има живи суштества, тогаш никој од нив не би можел да издржи такво преоптоварување.

Така, дојдовме до уште еден важен концепт во ракетната наука - брзина на забрзување или забрзување. Г-силите поврзани со прекумерното забрзување на моделот на ракета може да го уништат моделот. И за да ја направите структурата поиздржлива, ќе мора да ја зголемите нејзината тежина. Покрај тоа, летањето со големи забрзувања е опасно за другите.

6. Забрзување на ракетниот модел

Следниве сили дејствуваат на моделот на ракета во лет: силата на потисок на моторот нагоре и силата на гравитацијата на земјата (тежината на моделот) и отпорот на воздухот надолу.

Да претпоставиме дека нема воздушен отпор. За да го одредиме забрзувањето на нашиот модел, го користиме вториот закон на механиката: производот од масата на телото и неговото забрзување е еднаков на силата што дејствува на телото (F=m·a).

Во нашиот случај, овој закон ќе ја има формата:

Ова е израз за забрзување на почетокот на летот.

Поради согорувањето на горивото, масата на ракетниот модел постојано се менува. Следствено, се менува и неговото забрзување. За да го пронајдеме забрзувањето на крајот од активниот дел, ќе претпоставиме дека целото гориво во моторот е изгорено, но моторот сè уште работи во последен момент пред да се исклучи. Потоа, забрзувањето на крајот од активниот дел може да се пресмета со формулата:

Ако во формулата ја внесеме просечната тежина на моделот на ракетата во активниот дел G av = G CT -G T /2, ја добиваме формулата за просечното забрзување:
Забрзувањето на моделот на ракета може да се одреди и од приближната формула на Циолковски (23), знаејќи дека според добро познатата формула на механиката V к =a ср ·t (t во нашиот случај е време на работа на моторот) , ја заменуваме оваа вредност за V к во формулата (23)

Приближната формула на Циолковски не го зема предвид влијанието на гравитацијата, која е насочена надолу и на сите тела им дава забрзување еднакво на g. Поправена за гравитација, формулата за просечното забрзување за време на активната фаза на летот ќе ја има формата:
Уште еднаш, треба да се нагласи дека формулите (32) и (33) не го земаат предвид отпорот на воздухот.

Проблем 9. Да се ​​определи, без да се земе предвид отпорот на воздухот, просечното забрзување на моделот на ракетата ако G CT =0,08/kg; G T =0,022 kg; P av =0,25 kg; t=4 сек; P ud =45,5 kg сек/кг; W=P победи g=446 m/sec.

Решение. Просечното забрзување на моделот на ракетата го наоѓаме користејќи ги формулите (32) и (33):

Како што можете да видите, резултатите беа исти. Но, бидејќи овие формули не го земаат предвид отпорот на воздухот, вистинската брзина пресметана со формулата V act = a sr ·t ќе биде преценета.

Проблем 10. Одредете ја брзината на моделот на ракетата на крајот од активниот дел и висината на летот без да се земе предвид отпорот на воздухот, врз основа на резултатите од задачата 9. Споредете ги резултатите со резултатите од задачата 8.

Решение. V чин =a av ·t=25,7·4=102,2 m/sec.

Вистинската брзина на моделот на ракетата во задача 8, решена земајќи го предвид отпорот на воздухот, е 76,4 m/sec. Следствено, занемарувањето на отпорот на воздухот дава апсолутна грешка

и релативна грешка

Без да се земе предвид отпорот на воздухот, висината на летот на ракетниот модел во активниот дел е:
На пасивниот дел:

Вкупна висина: H=h 1 +h 2 =205,6+538=743,6 m.

Споредувајќи ги овие резултати со резултатите од задачата 8, каде висината на летот на моделот беше пресметана земајќи го предвид отпорот на воздухот и беше еднаква на 390,8 m, добиваме:

7. Вистинско забрзување на моделот на ракетата

За да се одреди вистинското забрзување на моделот на ракета, често се користи формулата:
При изведување на формулата (34), се земаат предвид две позиции на моделот на ракетата за време на летот: на почетокот, кога неговата маса е еднаква на G CT / g и на крајот од активниот дел, кога масата на моделот е еднаква до (G CT -G T)/g. За овие две позиции се пресметува забрзувањето на моделот и се зема неговиот просек. Притоа, не се зема предвид дека потрошувачката на гориво за време на летот не доведува до постојана (линеарна) промена на забрзувањето, туку до нерамномерна.

На пример, земете го предвид летот на модел на ракета со лансирана тежина G CT = 0,08 kg и мотор DB-Z-SM-10, со податоци P av = 0,25 kg; t=4 секунди, G T =0,022 kg; ω=0,022/4=0,0055 kg; P ud =45,5 kg сек/кг.

Користејќи ја формулата (30), која не го зема предвид отпорот на воздухот, ќе ги пресметаме забрзувањата на секои 0,5 секунди, под претпоставка дека втората потрошувачка на гориво е константна (ω=const).

Користејќи ја формулата (34), го пресметуваме просечното забрзување:
Дозволете ни да го одредиме просечното забрзување користејќи ги формулите (32) и (33), кои исто така не го земаат предвид отпорот на воздухот:

Сега разликата помеѓу добиените резултати е јасно видлива. Формулата (34) за пресметување на просечното забрзување на модел на ракета не е погодна, бидејќи не е применлива за тела со променлива маса. Неопходно е да се користат формулите (32) и (33), кои обезбедуваат доволна точност во која било точка од патеката на летот на ракетниот модел. Но, како што покажаа резултатите од летовите на ракетните модели и нивните тестови во тунелите за ветер, неопходно е да се воведе во формулите (32) и (33) коефициентот К кој го зема предвид отпорот на воздухот, кој варира во опсег од 0,66÷ 0,8.

Така, формулите за вистинското забрзување на ракетниот модел се:

Да го анализираме горниот пример до крај. Да го одредиме вистинското забрзување на моделот на ракетата и неговата вистинска брзина (земи ја просечната вредност на коефициентот К = 0,743)
Вредноста на коефициентот мора да биде избрана во зависност од областа на средниот пресек на ракетниот модел. Како поголема површинасреден пресек, толку помалку треба да ја земете вредноста на K од опсегот на неговата промена 0,66÷0,8.

Дадениот метод за пресметување на вистинската брзина на ракетен модел е наједноставен и најточен. Ја елиминира потребата од користење табели.

8. Брзина на повеќестепени ракетни модели

Идејата за ракети со повеќе фази му припаѓа на нашиот сонародник, прекрасниот научник К.Е. Циолковски. Ракетниот модел со повеќе фази со исто снабдување со гориво како ракетата со една фаза постигнува поголема конечна брзина, опсег и надморска височина бидејќи моторите од секоја фаза работат секвенцијално, еден по друг. Кога ќе истече моторот од долната етапа, тој се одвојува, моторот од следната фаза почнува да работи итн. Со одвојувањето на следната фаза, масата на моделот на ракетата се намалува. Ова се повторува до последниот чекор. Благодарение на долгото забрзување и постојано намалувањето на тежината, моделот постигнува значително поголема брзина отколку кога сите мотори се палат истовремено.

Соодносите на тежината на чекорите се од големо значење. Овие односи се уште позначајни од изборот на гориво за моторите.

Да претпоставиме дека секоја фаза од ракетниот модел користи мотори со ист специфичен потисок, т.е., иста брзина на проток на гас од млазницата на моторот.

Идеалната брзина на последната фаза од моделот на ракетата може да се пресмета со формулата Циолковски (24), само наместо односот на масата m st / m да ја земеме вредноста M. Формулата (24) ќе ја земе формата.

Поглавје десет. Лансирање на ракета во вселената

На полигонот „Вајт Песоци“ во 15:14 часот по локално време беше лансирана ракета во две етапи, чија прва етапа беше модифицирана ракета В-2, а втората етапа ракета ВАК-Корпорал.

За една минута по лансирањето, достигна височина од околу 36 km и разви брзина од приближно 1600 m/s. Овде V-2 се одвои од ВАК-Капрал и продолжи да се искачува, значително зголемувајќи ја брзината. 40 секунди по вклучувањето на моторот, VAK-Kapral веќе леташе со брзина од приближно 2,5 km/s. Празната ракета V-2 најпрво се издигна уште повисоко (до 161 км), а потоа почна да паѓа. Кога, 5 минути по лансирањето, ракетата V-2 се урна во пустината на 36 километри северно од позицијата за лансирање, ракетата ВАК-Капрал сè уште ја зголемуваше височината. Искачувањето продолжи околу 90 секунди. Врвот на траекторијата (402 км) беше достигнат 6,5 минути по стартот.

На таква надморска височина, 1 km 3 простор содржи помалку воздушни молекули отколку во најдобриот вакуум од која било од нашите лаборатории овде, на „дното“ на океанот на воздухот. На оваа надморска височина, молекулата на воздухот патува 8 km пред да се судри со друга молекула. Така, проектилот ВАК-Капрал практично стигна до безвоздушен простор.

Нормално, после тоа почнала да паѓа. Точката на ударот на ракетата била во најсеверниот дел од полигонот, на 135 километри од местото на лансирање. Несреќата се случила 12 минути по почетокот. Бидејќи ракетата ВАК-Капрал беше мала по големина, брзината со која ја погоди површината на земјата беше многу голема. Беше потребно доста време да се најде, и покрај фактот што уредите за следење на радарот дадоа општа идеја за областа каде што падна. Само во јануари 1950 година беше можно да се откријат и отстранат остатоците од тешко оштетениот дел од опашката на ракетата.

Опишаното лансирање беше петто од оние планирани за „Бампер проект“, кој беше дел од севкупната програма за развој, кој не беше целосно успешно наречен „Проект Хермес“. „Проект Браник“ вклучуваше лансирање на осум ракети В-2, три лансирања беа успешни, две беа класифицирани како „делумно успешни“, а три завршија неуспешно.

Дизајнот на ракетата ВАК-Капрал беше далеку од совршен. Сега дефинитивно можеме да истакнеме две слаби точкиоваа ракета. Теоретски, втората фаза требаше да се одвои токму во моментот кога долната етапа го потроши снабдувањето со гориво. Во реалноста, ова беше невозможно да се постигне, со оглед на забрзувањето на ракетата V-2 последните секундиработата на неговиот мотор значително го надмина можното почетно забрзување на втората фаза, односно ракетата ВАК-Капрал. Деновиве овој проблем може да се реши со инсталирање на средна етапа со цврсто гориво што произведува поголемо забрзување.

Следниот проблем, за кој веќе многу се дискутираше во специјализираната литература, беше палењето на горивото во моторот од втората фаза. Вообичаено, во ракетата VAK-Kapral, двете компоненти на горивото се мешаат директно во моторот и спонтано се палат на височина од неколку илјади метри надморска височина, каде што притисокот на амбиенталниот воздух е сè уште блиску до нормалата. Но, на надморска височина од 30 километри, каде што се одвојува втората етапа, практично нема притисок на амбиенталниот воздух. Ова може да предизвика горивото што влегува во комората за согорување брзо да испарува и да предизвика експлозија. За да се спречи тоа да се случи, во млазницата на моторот е инсталирана заптивна дијафрагма, која се крши кога моторот ќе стартува.

Целта на Project Bumper не беше само да го проучи проблемот на одвојување на втората фаза кај ракета со течен погон во две фази, туку и да постигне најголема можна висина. Според програмата за лансирање, ракетите бр. 8 и 9 биле наменети да спроведат посебен експеримент, кој „церемонијално отворил“ нов место за тестирањево Флорида. Долго време беше препознаено дека локацијата Бели Песоци станала „тесна“; растојанието од позицијата за лансирање на неа до областа каде што паднаа гранати не надминуваше половина од дострелот на ракетата V-2. Подолг дострел на ракета можеше да се најде само на брегот на океанот. Во мај 1949 година, започнаа преговорите со британската влада за воспоставување станици за набљудување и следење на Бахамите. Во исто време, Кејп Канаверал беше избран за изградба на позиции за лансирање. источен брегФлорида.

Ако повлечете права линија од Кејп Канаверал во југоисточен правец, таа ќе помине низ Гранд Бахамските Острови (околу 320 км од почетните позиции). Great Abaco (440 km), Eleuthera (560 km), Cat (640 km), а потоа оди многу илјадници километри во отворен океан. Не сметајќи го источниот крај Јужна Америка, најблиското копно во насока на лансирање ракета е брегот на Југозападна Африка (сл. 49).

Ориз. 49. полигон на Флорида

Сепак, за првите тестови извршени на Кејп Канаверал во рамките на „Бампер проектот“, немаше потреба од точки за набљудување на Бахамите. Ракетите беа лансирани на релативно мал дострел. Главната цел на овие лансирања беше да се лансира ракетата VAK-Kapral на најрамната можна траекторија (сл. 50).

Ориз. 50. Типични траектории на летање на проектили лансирани под „Проект браник“

Новото место за тестирање беше толку несовршено што за долго времеНаједноставните и најчестите задачи на полигонот White Sands, како што е транспортот на проектили од складиштето до местото за лансирање, претставуваа вистински проблеми.

Првото лансирање ракета од Кејп Канаверал беше закажано за 19 јули 1950 година. Од самото утро, неуспехот следеше неуспех. Додека проектилите се подготвувале за лансирање, над морето патролирале шест авиони, предупредувајќи ги бродовите и пловилата за можна опасност. Неколку минути пред лансирањето, еден од овие авиони одеднаш принудно слета. Како резултат на тоа, копчето за лансирање ракета не беше навремено притиснато, а бидејќи целиот распоред беше нарушен, тестот мораше да се одложи за неколку часа. Повторно беа направени сите подготовки, но во определеното време дел од електронската опрема откажа. Привремените поправки предизвикаа уште едно одложување. Конечно сè беше подготвено. Пиротехничкиот запалувач пукал точно на распоред, придвижувајќи го моторот на ракетата пред фазата. Се слушна командата „Главна сцена, оган!“. Но, ракетата не се крена. Тогаш полковникот Тарнер, кој пристигна во Флорида од полигонот Вајт Сендс, одлучи дека еден од вентилите откажал и нареди да се исклучи моторот на прелиминарната фаза. Лансирањето не се случи на овој ден.

На 24 јули тестирањето беше повторено со втор проектил. Овој пат сè помина совршено: ракетата се издигна како што беше планирано и брзо исчезна во тенок превез од цирусни облаци. Откако достигна височина од 16 км, почна да влегува во наклонет дел од траекторијата за да го продолжи својот лет во хоризонтална рамнина. Истовремено од првата етапа се одвои и ракетата ВАК-Капрал која полека се спушташе и беше разнесена на надморска височина од 5 километри. Остатоците од В-2 паднаа во морето на оддалеченост од приближно 80 километри од позицијата за лансирање. Ракетата VAK-Corporal, премногу мала за носење инструменти и полнење за уривање, падна во морето на 320 километри од Кејп Канаверал.

Моето долгогодишно искуство на предавање за проектили ме доведе до идејата дека постои една карактеристика во лансирањето на проектили под „Проект Браник“ што на прв поглед изгледа малку чудно. Зошто ракетниот мотор ВАК-Капрал бил стартуван на надморска височина од само околу 32 km, односно веднаш откако ракетниот мотор V-2 престанал да работи? Зошто ова не беше направено, да речеме, кога ракетата V-2 се искачи на максимална височина од околу 130 km? Излегува дека целата поента била во тоа што ракетата ВАК-Капрал никогаш не била лансирана без акцелератор и не можела да се лансира самата без надворешна помош. Затоа, кога би бил лансиран на точката на максимално подигнување на првата етапа (V-2), би додала само 40-50 km на максималната висина на ракетата V-2 (130-160). Причината што ракетата ВАК-Капрал се искачи на височина од 402 километри како втора етапа е тоа што се одвои од првата етапа не кога втората ја достигна максималната височина, туку кога се движеше со максимална брзина.

За да одговориме на ова прашање ќе треба да навлеземе малку подлабоко во областа на теоријата. Да почнеме со она што е познато во форма на законот на Тартаља веќе низа векови. Во 1540 година, италијанскиот математичар и специјалист во областа на утврдувањето Николо Тартаља, кој е заслужен за честа да го измисли артилерискиот квадрант транспортер, открил закон со кој воспоставил одредена врска помеѓу опсегот на стрелање и висината на траекторијата на пиштолот. Тој тврдеше дека максималниот дострел на проектил се постигнува кога е испукан под агол од 45 ° и дека ако висината на траекторијата е 1000 m, тогаш проектилот ќе лета 2000 m.

Овој едноставен однос всушност е донекаде нарушен поради отпорот на воздухот, но речиси целосно ја задржува својата сила во два случаи: со краток опсег на стрелање е многу тежок проектил, слично на фрлените топови од времето на Тартаља и со исклучително долг дострел, кога речиси целиот лет на проектилот се изведува во средина блиска во услови на вакуум. За тоа сведочат карактеристиките на ракетата V-2, чија максимална висина на подигнување беше 160 км, а најдолгиот хоризонтален дострел со должина на траекторијата од околу 80 км беше приближно 320 км.

Николо Тартаља ја воспостави оваа врска експериментално; тој не можеше да објасни зошто, особено, аголот на височина од 45° го одредува максималниот опсег на стрелање. Во денешно време овој феномен може да се објасни многу едноставно. Опсегот на летот на проектил во безвоздушен простор (X) се одредува со формулата:

каде n 0 е почетната брзина на проектилот или брзината на крајот на активниот дел од траекторијата; Q 0 е аголот на височина или аголот на наклонетост на траекторијата на крајот од активниот дел. грев 2Q 0е најважно кога П 0= 45. Максималната вредност на висината на траекторијата во безвоздушен простор (Ym) се изразува со формулата:

и за вертикална снимка:

За проектили, висината на траекторијата ( Y m)мора да се определи од точката на крајот на активниот дел од траекторијата. Тогаш вкупната висина на траекторијата на ракетата ќе биде:

Y=Y m +Y k

Каде Y к- висина на крајот од активниот дел од траекторијата. Висината на траекторијата што одговара на максималниот опсег на летот ( Y 45°), може да се пресмета со формулата:

Законот на Тартаља се користи и денес, но само за многу груба проценка на карактеристиките на системот, бидејќи во суштина тој не објаснува ништо.

Што ја одредува висината што ја достигнува проектилот? За поедноставно расудување, прво да се задржиме на карактеристиките на летот на конвенционалната артилериска граната. Како што покажуваат горенаведените формули, висината на траекторијата на проектилот кога е испукан во зенитот се определува со односот на брзината со силата на гравитацијата. Очигледно, проектилот што остава цевка од пиштол со брзина од 300 m/s се издигнува повисоко од проектил со брзина на муцката од 150 m/s. Во овој случај, ќе нè интересира не толку висината на проектилите, туку процесот на нивното издигнување и паѓање, како и нивната брзина во моментот на средба со земјата.

Сега да замислиме дека проектилите не доживуваат воздушен отпор; тогаш ќе биде сосема легално да се каже дека проектил што ја напушта цевката на пиштолот со брзина од 300 м/сек при пукање во зенитот ќе падне на земја со брзина од 300 м/сек, а друг, со брзина на муцката. од околу 150 м/сек, ќе има брзина од 150 м/сек при паѓање сек. Во овој случај, двата проектила ќе стигнат различни висини. Ако конвенционалните бомби се фрлаат од истата височина, тогаш нивната брзина при удар на земјата ќе биде еднаква на 300 и 150 m/s, соодветно.

Оваа положба може да се формулира на следниов начин: брзината потребна за да се достигне одредена висина во безвоздушен простор е еднаква на брзината што телото ја развива кога паѓа од оваа висина. Бидејќи секогаш е можно да се пресмета брзината на проектил кога паѓа од која било дадена висина, не е тешко да се одреди брзината што треба да му се даде за да ја достигне таа висина. Еве неколку бројки за да се илустрира погоре:

Од овие бројки е јасно дека висините растат многу побрзо од нивните соодветни брзини. Така, висината наведена во втората линија е четири пати поголема од висината наведена во првата, додека брзините се разликуваат една од друга само за фактор два. Затоа, за да се одреди моментот на одвојување на ракетата ВАК-Капрал (втора етапа) од првата етапа (В-2), не била толку важна постигнатата висина, туку брзината што ја добивала ракетата.

Сепак, треба да се забележи дека горните бројки не го земаат предвид отпорот на воздухот, како и фактот дека силата на гравитацијата се намалува со висината (сл. 51). Ако ги земеме предвид сите овие појави во однос на ракетите, излегува дека за нив воопшто не е важно на која височина престанува да работи моторот. Подолу се дадени податоци кои ја покажуваат зависноста на висината на подигањето од брзината за ракети со забрзување од 3 g; во овој случај се зема предвид само промената на гравитацијата со висината, а не се зема предвид отпорот на воздухот.

Ако ги споредиме двете презентирани групи на податоци, можеме да извлечеме еден многу интересен заклучок, имено: кога телото паѓа од бесконечна висина, неговата брзина кога ќе удри во земјата не може да биде бесконечна. Оваа брзина е доста пресметана и изнесува 11,2 км/сек.

Така, во отсуство на воздушен отпор, топ чиј проектил има брзина на муцката од 11,2 km/s, може да пука до бесконечност. Нејзиниот проектил би избегал од гравитационата сфера. Затоа, брзината од 11,2 km/s се нарекува „брзина на бегство“ или „втора брзина на бегство“.

Ориз. 51. Гравитационото поле на Земјата.

Релативната јачина на полето е прикажана со крива и група пружински ваги (долу на сликата) на кои се мерат идентични метални тежини. Тежина со тежина од 45 kg на површината на Земјата ќе тежи само 11 kg на растојание од половина од дијаметарот на Земјата, 5 kg на растојание од еден дијаметар итн. Вкупната површина ограничена со кривата е еднаква на правоаголник, т.е. вистинското гравитационо поле е еднакво на полето со интензитет, забележано на површината на Земјата и се протега до висина од еден Земјински радиус

Како илустрација, разгледајте ја техничката идеја на романот на Жил Верн „Од пиштолот до месечината“. Прилично е едноставно: огромен тописпука проектил во зенитот со брзина на муцката од околу 11,2 км/сек. Како што проектилот добива надморска височина, неговата брзина постојано се намалува под влијание на гравитацијата. Отпрвин, оваа брзина ќе се намалува за 9,75 m/sec, потоа за 9,4 m/sec, за 9,14 m/sec итн., станувајќи се помалку секоја минута.

И покрај фактот дека степенот на намалување на брзината под влијание на гравитацијата континуирано се намалува, проектилот од Жил Верн всушност ќе ја искористи целата своја резерва за брзина само по 300.000 секунди лет. Но, до овој момент тој ќе биде на растојание каде што гравитационите полиња на Земјата и Месечината се балансираат меѓусебно. Ако во овој момент проектилот нема доволно брзина од само неколку см/сек, тој ќе падне назад на Земјата. Но, дури и со таква резерва на брзина, ќе почне да паѓа во правец на Месечината. По уште 50.000 секунди, ќе се сруши на површината на Месечината со брзина на паѓање од околу 3,2 км/сек, поминувајќи 97 часа и 13 минути на целото патување.

Откако однапред го пресметал времетраењето на овој лет, Жил Верн го насочил својот топ кон пресметаната точка на средба, односно каде Месечината требало да се појави четири дена по командата „Оган!“

И покрај фактот дека првичните податоци во романот се многу блиску до вистината, техничките детали за имплементацијата грандиозен проектили нецелосни или многу нејасни. Така, произволно количество пироксилин (181.000 кг) се става во цевката на џиновскиот „пиштол“ фрлен директно во земјата, а авторот верува дека оваа количина на пироксилин ќе биде доволна за да му обезбеди на проектилот брзина на муцката од 16. км/сек. На друго место во романот се наведува дека за проектил со толку голема почетна брзина, отпорот на воздухот нема да биде важен, бидејќи, наводно, ќе бидат потребни само неколку секунди за да се надмине атмосферата.

Последната забелешка е слична на изјавата дека оклопна плоча со дебелина од 1 m нема да може да запре проектил од 16 инчи, бидејќи поминува растојание од 1 m за 0,001 секунда.

Доколку експериментот со „пиштолот“ на Жил Верн беше спроведен во пракса, истражувачите веројатно ќе беа многу изненадени, бидејќи проектилот ќе падне на 30 метри од муцката на „пиштолот“, издигнувајќи се приближно на иста висина. Во овој случај, проектилот би бил сплескан, а дел од него би можел дури и да испари. Факт е дека Жил Берн заборави на воздушниот отпор на кој наиде проектилот во 210-та цевка од пиштолот. По истрелот, проектилот би се нашол помеѓу два многу жешки и екстремно моќни клипови, односно помеѓу диво растечките гасови на пироксилин одоздола и колона воздух загреана со компресија одозгора. Се разбира, сите патници на таков проектил би биле скршени од огромната сила на забрзувањето на проектилот.

Покрај тоа, сомнително е дека таков „пиштол“ воопшто може да пука. Некако, во слободното време, Обер и Валие попрецизно ги пресметале проценетите карактеристики на „пиштолот“ на Жил Верн. Дојдоа до неверојатни резултати. Излегува дека проектилот морал да биде изработен од висококвалитетен челик, како што е волфрам, и да биде цврсто цврсто тело. Утврден е калибарот на проектилот 1200 мм, а неговата должина 6 калибри. Топовската цевка мораше да биде долга до 900 метри и ископана во планина во близина на екваторот, така што муцката беше најмалку 4900 метри надморска височина. Пред да пука, ќе биде неопходно да се испумпува воздухот од бурето и да се затвори дупката на муцката со прилично силна метална мембрана. Кога ќе се истрела, проектилот ќе го притисне преостанатиот воздух, а вториот ќе ја откине мембраната во моментот кога проектилот ќе стигне до муцката.

Неколку години по Оберт, фон Пиркет повторно го разгледа овој проблем и дојде до заклучок дека дури и таков „месечев пиштол“ не може да ја исполни задачата да испрати проектил на Месечината. Фон Пирке ја „зголеми“ висината на планината за: 1000 метри и „инсталира“ дополнителни полнења во цевката, но и после тоа беше невозможно со сигурност да се каже дали изградбата на такво оружје ќе биде изводлива и дали средствата што ги земјата би можела да одвои во буџетот за имплементација би била доволно за неа.конвенционална војна.

Накратко, невозможно е да се испука топ во вселената преку атмосфера како онаа на Земјата и низ гравитациско поле како нашето. Месечината е друга работа: навистина би било можно да се користи таков „пиштол“ таму, а неговиот проектил, со помала гравитација и без да ја надмине атмосферата, се разбира, би можел да лета до Земјата.

На Земјата, законите на природата повеќе ги фаворизираат ракетите отколку проектилите. Големите ракети имаат тенденција да се креваат бавно додека не достигнат голема височина и дури тогаш почнуваат да ја зголемуваат брзината. И иако ракетата ја надминува истата сила на гравитација како проектил, а можеби и поголема, бидејќи мора да ја издржи борбата со оваа сила за време на подолго искачување, отпорот на воздухот за неа, со доволно големи димензии, не е толку сериозна пречка. .

Техничката идеја на Жил Верн беше употребата на „брутална сила“. Подоцна, за да се надмине силата на земјината гравитација, била изнесена друга теорија, заснована на „полесен“ метод. За прв пат беше опишан од Х.Г. Велс во неговиот роман „Првите луѓе на Месечината“; овде се користи супстанца наречена „каворит“, која наводно не само што се спротивставува на влијанието на гравитацијата, туку создава и „гравитациона сенка“, односно простор каде што оваа сила е отсутна.

Во моментов, многу малку знаеме за законите на гравитацијата. Познато е, на пример, дека силата на гравитацијата се намалува пропорционално на квадратот на растојанието од телото создавајќи „гравитациска привлечност“. На сл. 51 графички покажува како се менува гравитационата сила во зависност од растојанието. Математичарите, од своја страна, ни велат дека ова намалување се должи на законот на геометријата, според кој плоштината на сферата е пропорционална на квадратот на нејзиниот радиус. Се разбира, оваа карактеристика на гравитационата сила не е ексклузивна и таа мора да има многу други карактеристики. Во овој поглед, знаеме многу повеќе за тоа кои квалитети не ги поседува гравитацијата. На пример, утврдено е дека силата на гравитацијата не зависи од видот на присутна материја; не е под влијание на светлина и сенка, електрична енергија и магнетизам, ултравиолетови и Х-зраци, како и радио бранови; не може да се провери.

Затоа, сосема е разбирливо дека сите обиди да се објасни природата на силата на гравитацијата досега беа неуспешни. Сепак, објаснувањето може да се нарече „класично“, кое беше предложено уште во 1750 година од извесен Ле Сејџ од Женева. Според ова објаснување, целиот универзум е исполнет со „ултраземни трупови“ кои се движат со голема брзина и создаваат постојан притисокна површината на сите тела. Овој притисок, според Ле Сејџ, го притиска човекот на површината на Земјата. Ако во наше време некој изнесе таква хипотеза, тој ќе треба да одговори на прашањето каде исчезнува топлината што се јавува кога телата удираат во тела, но во 1750 година законот за зачувување на енергијата сè уште не бил откриен.

Хипотезата на Ле Сејџ беше прифатена многу децении, но подоцна беше откриено дека корпускулите мора да навлезат во секое цврсто тело, губејќи ја брзината. Поради оваа причина, заштитниот ефект може да се измери барем од сателитите на Јупитер. Но, сите студии велеа дека таков ефект не постои.

Кога Алберт Ајнштајн се заинтересирал за овој проблем, решил да погледне околу себе за некој сличен, тешко да се објасни природен феномен и набрзо го пронашол. Тоа беше инерција и главно центрифугална сила. Ајнштајн тврдеше дека личноста во ротирачка кружна просторија ќе се најде во одредено „инерцијално поле“ што ќе предизвика негово движење од центарот на просторијата кон периферијата. Во овој случај, силата на инерција станува поголема колку лицето е подалеку од центарот на ротација. Ајнштајн понатаму изјавил дека „гравитационото поле“ е еквивалентно на „инерцијалното поле“ поради одредена промена на координатите, но тој не објасни ништо друго.

Импликацијата на предлогот на Ајнштајн е дека гравитацијата веројатно не е „сила“ сама по себе, како што вообичаено се разбира. Но, тогаш не може да има екрани од гравитацијата. Ако, сепак, гравитацијата е поврзана со општиот концепт на „сила“, тогаш е легитимно да се постави хипотеза за прикажувањето на оваа сила, како што направи Г. Велс во својот роман. Но, тогаш доаѓаме до уште почуден парадокс.

Точките на кривата на Сл. 51 се точки на гравитациски потенцијал. Има одредена вредност на површината на Земјата и се намалува со оддалеченоста од неа. На некое „бесконечно“ растојание од Земјата, гравитациониот потенцијал е нула. За да се премести тело од точка со поголем потенцијал до точка со помал потенцијал, потребно е да се изврши одредена работа. На пример, за да се подигне тело со тежина од 1 kg до висина од 1 m, потребен е напор еднаков на 1 kgm - килограм метар (единица на работа усвоена во метричкиот систем на мерки). За да се подигне тело тешко 1 кг до висина каде што гравитациониот потенцијал е нула, потребно е да се изврши работа од редот на 6378. 10 3 kgm, и оваа работа е еквивалентна на ослободување на целата кинетичка енергија на тело со тежина од 1 kg, забрзана до втората брзина на бегство.

Сега да претпоставиме дека Каворит на Велс создава нула потенцијал. Следствено, личноста која ќе стапне на лист од каворит ќе мора да го надмине целосниот гравитациски потенцијал на Земјата. Да речеме дека едно лице тежи 75 кг. Тогаш мускулите на неговите нозе ќе треба да произведат работа еднаква на само... 6378. 10 3. 75=47835- 10 4 kgm! И ова е само во еден чекор, зашто далечината нема никакво значење; Важно е само разликата во потенцијалот. Така, храбриот патник се наоѓа во многу тешка ситуација: или неговите мускули нема да издржат толку преголем товар и нема да може да влезе вселенски брод, или неговите мускули некако чудесно ќе го издржат овој тест, но тогаш нема да му треба самиот брод, бидејќи со такви мускули ќе може да скокне директно на Месечината.

Се вели дека има лабораторија во САД која работи на проблемот со анти-гравитацијата, но ништо не се знае за деталите за нејзината работа. Се разбира, би било интересно да се знае кои теории и принципи стојат во основата на овие студии и дали е веќе возможно да се зборува за некој вид на општа Почетна точкаво оваа област на науката. На крајот на краиштата, сите досегашни објаснувања за силата на гравитацијата очигледно треба да се сметаат за неточни, бидејќи ако мислата на Ајнштајн е точна, тогаш ги затвора сите патишта за истражување.

Затоа, да се согласиме засега да се фокусираме на ракетите како најреално средство за надминување на земјината гравитација. За да ја разбереме суштината на летот на ракета во вселената, да го решиме овој хипотетички пример. Да речеме дека тргнавме да подигнеме одредена носивост со тежина од X kg на височина од 1300 km надморска височина. Од табелата на страница 244 јасно е дека за да се искачи на оваа висина ракетата мора да достигне брзина поголема од 4 km/s.

Ако беше неопходно да се создаде ракета конкретно за да се достигне оваа висина, тогаш одлуката за нејзините веројатни димензии ќе треба да се одложи додека не се решат сите други проблеми. Големината на ракетата сама по себе не е показател за нејзините способности, освен што поголема ракета најверојатно ќе биде помоќна. Централното прашање овде ќе биде определувањето на рационалната релативна маса на ракетата, односно односот помеѓу масата на ракетата во позиција на лансирање и масата на ракетата откако ќе го потроши целото гориво. Почетната маса на ракетата во моментот на лансирање (m 0) е збирот на масата на самата ракета (m p), масата на товарот (m p) и масата на горивото (m t). Конечната маса на ракетата во моментот на потрошувачката на гориво (m 1) се формира од масата на самата ракета (m p) и масата на носивоста (m p), а односот m 0 / m 1 е точно релативен масата на ракетата.

Познато е, на пример, дека во ракетата V-2, m p беше 3 тони, m p беше еднаков на 1 t, а m t достигна 8 тони. Следствено, почетната маса на V-2 беше 3 + 1 + 8 = 12 тони. Конечната маса беше 3 +1 = 4 тони, а релативната маса беше 3: 1.

Нашиот следен чекор веројатно треба да биде да ја одредиме релативната маса потребна за ракетата да достигне брзина од 4 km/s. Меѓутоа, овде се среќаваме со прилично интересен проблем. Излегува дека има многу одговори на ова прашање. Теоретски, релативната маса потребна за да се пренесе брзина од 4 км/сек на ракета може да биде произволна, бидејќи зависи од стапката на издувни гасови на производите за согорување на горивото. Доволно е да ја смениме вредноста на оваа брзина и ќе добиеме различна вредност на релативната маса. Затоа, додека не ја одредиме стапката на исцрпување на производите на согорување, нема да можеме да ја најдеме најрационалната релативна маса на ракетата. Мора да се запомни дека секоја специфична вредност на брзината на одливот ќе даде само недвосмислен одговор што одговара на прифатената состојба. Треба да добиеме решение во општа форма.

Решението на оваа дилема е исклучително едноставно. Се заснова на употребата на мерење на која било стапка на производи за согорување како стандард. За да го направите ова, треба да знаеме само една работа - релативната маса со која на ракетата може да и се пренесе брзина еднаква на брзината на одливот на производите од согорувањето. Со поголема брзина на издувните гасови ќе добиеме поголема брзина, а со мала ќе добиеме соодветно помала брзина на ракетата. Но, какви и да се овие брзини, релативната маса на ракетата, која е неопходна за да и се пренесе брзина еднаква на брзината на издувните гасови, мора да биде константна.

Брзината на ракетата обично се означува со v, а брзината на исцрпување на производите од согорувањето со c. Во нашиот пример, на што треба да биде еднаква релативната маса при v = c? Излегува дека е еднаква на 2,72:1, со други зборови, ракета со тежина на лансирање од 272 конвенционални единици треба да има тежина од 100 единици кога ќе достигне брзина еднаква на стапката на исцрпување на нејзините производи на согорување. Овој број е веќе спомнат од нас и ја претставува константата позната на секој математичар e = 2,71828183.., или заокружена 2,72.

Токму ова е генералното решение што го баравме. Напишана во форма на формула, оваа зависност на максималната брзина на ракетата од стапката на исцрпување на производите на согорување и релативната маса на ракетата изгледа вака:

v = c ln(m 0 /m 1)

Користејќи ја оваа формула, лесно може да се одреди колкава релативна маса би требало да се има доколку брзината на ракетата се зголеми двојно повеќе од брзината на издувните гасови. Заменувајќи ја вредноста v = 2c во формулата, добиваме релативна маса еднаква на квадратот на e, односно приближно 7,4:1. Според тоа, ракета со таква релативна маса може да се забрза до брзина од 3 секунди.

Во нашиот пример, за да се подигне ракета на висина од 1300 km, потребно е да се развие брзина од само 4 km/s, а тоа е приближно двојно поголема од брзината на производите на согорување на ракетата V-2. Затоа, ракета со брзина на издувните гасови слична на онаа на ракетата V-2 и релативна маса од 7,4: 1 треба да се искачи на висина од околу 1300 km.

Зависноста што ја покажавме е теоретски точна, но бара одредено појаснување во пракса. Целосно важи само за безвоздушен простор и во отсуство гравитациско поле. Но, при полетување од Земјата, ракетата мора да го надмине и воздушниот отпор и силата на гравитацијата, која има променлива вредност. Според тоа, ракетата V-2 со релативна маса од 3:1 треба да има поголема брзина од брзината на издувните гасови на нејзиниот мотор (2 км/сек). Сепак, неговата вистинска максимална брзина беше само 1,6 km/s. Оваа разлика произлегува од отпорот на воздухот и гравитацијата и варира од ракета до ракета.

На пример, мала пиротехничка ракета развива брзина еднаква на 2-3% од теоретската максимална брзина. Ракетата V-2 забрза до брзина од 70% од максималната конструктивна брзина. Колку е поголема ракетата, толку е помала разликата помеѓу овие две вредности; ракета способна да избега од гравитацијата на Земјата веројатно би имала до 95% од максималната брзина на дизајнот.

Сето ова укажува на тоа високи вредностиБрзината на летот на ракетата може да се постигне или со зголемување на стапката на исцрпување на производите на согорување или со избирање на поголема релативна маса, но се претпочита да се користат двата од овие фактори. Зголемувањето на релативната маса на ракетите целосно зависи од нивото на развој ракетна технологија, додека зголемувањето на брзината на протокот на производите на согорување е главно проблем на хемијата. За да се даде општа идеја за тоа што може да се очекува во овој поглед од некои мешавини на гориво кои моментално се користат, нивните главни експериментални карактеристики се дадени подолу.

Од овие горива, најтемелно е проучен нитрометанот, кој е таканаречен моногориво бидејќи содржи и гориво и оксидатор. Ова гориво не наиде на широка употреба, бидејќи експертите сметаат дека е експлозивно поради удари и удари. Последната мешавина - кислород со водород - е тестирана од случај до случај и бара дополнително истражување, но веќе може да се каже дека не е идеално ракетно гориво, и покрај наводните високи стапки на производи на согорување што ги обезбедува. Така, температурата на течниот кислород ја надминува точката на вриење на течниот водород за дури 70°C, што го отежнува ракувањето и одржувањето на течниот водород во смесата. Друг недостаток е тоа што водородот, дури и во течна состојба, е многу лесен и затоа мора да зафаќа голем волумен, што доведува до поголеми резервоари и вкупна тежинаракети.

Во моментов, алкохолот, анилинот и хидразинот се широко користени како ракетни горива. Паралелно се работи и со други хемиски соединенија, сепак, општиот впечаток што произлегува од анализата на формулите на овие супстанции е дека, од гледна точка на енергетската содржина и карактеристиките на согорувањето, се чини дека е постигнат најголем напредок на полето на подобрување на оксидативниот дел на смесите на горивото.

Еден од многуте ветувачки идеиВо оваа насока, може да се именува предлог за замена на течниот кислород со течен озон, што е кислород кој има три атоми во секоја молекула, за разлика од обичниот, диатомски кислород. Тој има повисоко специфична гравитација; цилиндар кој обично содржи 2,7 kg течен кислород може да собере речиси 4,5 kg течен озон. Точката на вриење на течниот кислород е -183°C, а на течниот озон е -119°C. Покрај неговата поголема густина и точка на вриење, озонот има уште една предност, а тоа е што со распаѓањето на течниот озон се добива многу големо количествотоплина. Факт е дека атомите на обичниот кислород можат да се групираат во молекули на озон само кога апсорбираат енергија од редот од 719 g/cal, што се забележува при молњски празнења и зрачење со ултравиолетови зраци. Ако озонот се користи како оксидатор, тогаш за време на согорувањето на горивото повторно се претвора во молекуларен кислород, ослободувајќи ја енергијата што ја апсорбирала. Пресметките покажуваат дека горивото оксидирано со озон ќе обезбеди брзина на проток на гас приближно 10% повисока отколку кога истото гориво се оксидирало со кислород.

Сепак, сите овие предности моментално го губат своето значење поради фактот што течниот озон е многу нестабилен и, со мало прегревање, може да се претвори во кислород со експлозија. Присуството на какви било нечистотии во него, како и контакт со одредени метали и органски материи, само го забрзува овој процес. Можно е, се разбира, да постои супстанца во природата што би го направила озонот безбеден, но потрагата по таков антикатализатор сè уште не е успешна.

Сите компоненти на горивото што ги наведовме (водороден пероксид, азотна киселина, озон и некои неспомнати азотни соединенија, на пример NO 4) се носители на кислород и обезбедуваат согорување со оксидирање на горивото со кислород. Сепак, хемичарите знаат друг вид на согорување, во кој активниот елемент не е кислород, туку флуор. Поради својата исклучително висока активност, флуорот остана малку познат на науката долго време. Беше невозможно да се складира оваа супстанца дури и во лабораториски услови; ги „горел“ ѕидовите на контејнерите и лесно уништувал сè со што дошол во контакт. Во денешно време, во проучувањето на својствата на флуорот, одличен успех. Откриено е, на пример, дека соединенијата на ураниум и флуор се многу стабилни и не реагираат дури и со чист флуор. Благодарение на новите супстанции добиени од хемичарите, сега е можно да се зачува чистиот флуор долго време.

Тестирање на голема течност од страна на Rokitdyne ракетен моторво планините Санта Сузана во близина на Лос Анџелес

Течниот флуор е жолта течност која врие на -187°C, односно 4°C под точката на вриење на кислородот; неговата специфична тежина е малку повисока од специфичната тежина на течниот кислород и е еднаква на 1,265 (специфична тежина на кислород 1,15). Додека чистиот течен флуор активно реагира со течниот водород, неговиот оксид (F 2 O) не е толку активен и затоа може да биде корисен и сосема прифатлив како оксидирачки агенс во ракетните мотори.

Така, бидејќи димензиите на резервоарите за гориво зависат од густината и енергетските параметри на компонентите на горивото, релативната маса на ракетата до одреден степен зависи од употребената мешавина на гориво. Главната задача на дизајнерот е да избере гориво при кое тежината на лансирањето на ракетата би била минимална. Можностите за намалување на тежината на резервоарите и на моторот се доста ограничени. Единствената надежна ракетна компонента во овој поглед е единицата со турбопумпа. Во моментов, системот за снабдување со гориво за производство на турбопумпа и гас со пареа вклучува резервоари за водород пероксид и перманганат, како и генератор на пареа гас и систем на вентили и цевководи. Сето ова би можело да се елиминира доколку би било можно да се користи главното ракетно гориво за управување со единицата. Овој проблем сега се решава со создавање турбини кои можат да работат на значително повисоки температури од она што се сметаше за граница пред 10 години. Доколку е потребно, таквата турбина може да работи на повторно збогатена мешавина на гориво, така што температурата на согорувањето останува во прифатливи граници. Во овој случај, дел од горивото неизбежно би се изгубило, но овие загуби сепак би биле помали од тежината на единицата со турбопумпа.

Топлинската енергија од издувните гасови на турбината, која се состои од вода и алкохол пареа, како и јаглерод диоксид, може да се користи во разменувач на топлина за да испари дел од кислородот за да се создаде засилување во резервоарот за оксидатор. По ладењето во разменувачот на топлина, гасовите ќе се пренасочат назад во резервоарот за гориво за да се создаде притисок таму. Како резултат на тоа, кондензираната алкохолна пареа ќе тече назад во неговиот резервоар. Мала количина на вода кондензирана од пареа практично не би ја намалила калориската вредност на горивото, но јаглерод диоксидможе да се користи за зголемување на засилувањето.

Разгледаните мерки можат само малку да ги подобрат перформансите на ракетата; најважно е што за да се искачи на височина од 1300 km, ракетата мора да има релативна маса од околу 7,5:1. И ова бара фундаментално ново решение за многу инженерски прашања. Ова решение е создавање на повеќестепени ракети, чии први примери беа германската ракета Reinbote и американската ракета Bumper.

При спроведувањето на „Проектот Браник“, принципот се засноваше на принципот на комбинирање на постоечките проектили.

Ова решение нуди голем број значајни практични предности; особено, нема потреба да се чека развојот на секоја фаза од системот; Карактеристиките на изведбата на ракетите, по правило, се веќе познати, а покрај тоа, таквиот систем чини многу помалку. Но, во овој случај, резултатот е ракета во која фазите имаат различни релативни маси. И бидејќи овие фази работат на различни горива, тие покажуваат различни стапки на производи од согорување на издувните гасови. Пресметувањето на перформансите на повеќестепената ракета е доста сложено, но ние ќе го поедноставиме малку со користење на ракета со две фази како основа, во која и двете фази работат на исто гориво и имаат исти релативни маси (секоја 2,72:1 ). Да претпоставиме и дека експериментот се изведува во безвоздушен простор и во отсуство на гравитационо поле. Првата фаза ќе ѝ даде на нашата ракета брзина еднаква на брзината на издувните гасови (1s), а втората ќе ја удвои (2s), бидејќи конечната брзина на втората фаза ќе биде еднаква на двојно поголема брзина на издувните гасови. Со едностепен дизајн, ова би барало создавање ракета со релативна маса од 7,4: 1, што не е ништо повеќе од 3, или 2,72 X 2,72. Од ова произлегува дека кај ракетата со повеќе степени, крајната брзина одговара на максималната брзина на забрзување на ракетата со една фаза со релативна маса еднаква на производот на релативните маси на сите фази.

Знаејќи го ова, сосема е лесно да се пресмета дека лансирањето на височина од 1300 km треба да се изврши со ракета со две степени, во која секоја етапа има релативна маса од 3:1. Двете фази мора да работат на етил алкохол и течен кислород со брзина на издувните гасови од околу 2 km/s, на ниво на морето. Во овој случај, првата фаза практично не би можела да развие брзина еднаква на брзината на издувните гасови, бидејќи во реални услови би морала да ја надмине гравитацијата и отпорот на воздухот, но втората фаза, која не се занимава со овие негативни аспекти, би можел да развие брзина блиску до двојна брзина на проток на производите од согорувањето. За да добиете идеја колку голема би требало да биде таква ракета, да претпоставиме дека носивоста на втората фаза тежи 9 кг. Тогаш сите карактеристики на тежината ќе ја добијат следната форма (во кг):

Оваа тежина е речиси еднаква на тежината на ракетата Викинг бр.11, која достигна височина од 254 km со носивост од 374 kg, што е значително поголемо од тежината на втората етапа во нашиот пример.

Пред 20 години, научниците со голема жестина разговараа за два проблеми; дали ракетата ќе може да оди подалеку од земјината атмосфера и дали ќе може да ја надмине силата на гравитацијата. Во исто време, беше изразена загриженост дека ракетата ќе развие преголема брзина за многу краток временски период и ќе потроши огромно мнозинство од својата енергија за надминување на отпорот на воздухот. Денес, повеќето од овие стравови може да се сметаат за неосновани; ракетите ја напуштиле атмосферата на Земјата повеќе од еднаш. Практиката покажа дека штом ракетата ќе стигне до тропопаузата во оптимален режим, речиси сите пречки за нејзиното понатамошно движење нагоре ќе бидат елиминирани. Ова се објаснува со атмосферски слој, кој лежи под тропопаузата, содржи 79% од вкупната маса на воздух; Стратосферата покрива 20% од масата, а помалку од 1% од вкупната воздушна маса е расфрлана во јоносферата.

Степенот на реткост на воздухот во горните слоеви на атмосферата е уште подобро илустриран со просечната слободна патека на молекулите на воздухот. Познато е дека на ниво на морето, 1cm 3 воздух на +15°C содржи 2,568 X 10 19 молекули, кои постојано се во брзо движење. Бидејќи има толку многу молекули, тие често се судираат едни со други. Просечното растојание во права линија што го поминува молекулата од еден до друг судир се нарекува средна слободна патека. Овој параметар не зависи од брзината на движење на молекулата, а со тоа и од температурата на медиумот. На ниво на морето, просечната слободна патека на молекулите на воздухот е 9,744 X 10 -6 cm, на надморска височина од 18 km веќе достигнува 0,001 mm, на надморска височина од 50 km е 0,1 mm, а на 400 km од Земјата се приближува на 8 км.

На уште поголеми надморски височини, концептот за средна слободна патека на молекулите го губи сето значење, бидејќи воздухот овде престанува да биде континуиран медиум и се претвора во кластер на молекули кои се движат околу Земјата во независни астрономски орбити. Наместо континуирана атмосфера, на овие височини постои регион на „молекуларни сателити“, кои астрофизичарите ги нарекуваат „егзосфера“.

Во горните слоеви на атмосферата има зони на високи температури. Значи, на надморска височина од 80 km температурата е 350 ° C. Но, оваа вредност, која е прилично импресивна на прв поглед, во суштина само го изразува фактот дека молекулите на воздухот овде се движат со многу голема брзина. Телото што доаѓа овде не може да се загрее на таква температура додека останува тука кратко време, исто како што не можат да умрат луѓето што се во пространа штала, во чиј еден агол виси сијалица со влакно загреано на неколку илјади степени. од топлината.

Во специјализираната литература, прашањето за наоѓање на таква „оптимална брзина“ на ракета што би била доволна за надминување на отпорот на воздухот и гравитацијата, но не толку висока за да предизвика прегревање на ракетата, е поставено повеќе од еднаш. Практиката покажува дека ова прашање практично значењене, бидејќи големите течни ракети се движат прилично бавно внатре долните слоевиатмосферата, не може да има забрзувања што би обезбедиле нивно забрзување дури и до „оптималната брзина“ во овој дел од траекторијата. До моментот кога ракетите ќе ја достигнат оваа брзина, тие обично се над долните слоевиатмосфера и не се изложени поголема опасностпрегревање

Пред неколку години се појавија првите големи ракети со цврсто гориво, што наметна потреба од промени во многу веќе воспоставени стандарди за дизајн на ракети во текот на нивниот развој. Националниот советодавен комитет за воздухопловство (NACA) спроведе серија студии за оваа цел со цел да ги избере најсоодветните форми за трупот, опашката и крилата на ракетите наменети за лет со голема брзина. Беа изградени и лансирани експериментални модели со мотори со цврсто гориво, чии носивост беа толку големи, а времето на работа на моторите беше толку кратко што речиси и да немаше опасност од надминување на „оптималната брзина“. Последователно, почнаа да се користат ракетите со цврсто гориво, особено ракетата Дикон научно истражување, а пред се за истражување на космичките зраци.

Космичките зраци брзо се движат елементарни честички(главно протони). Кога таква честичка се приближува до Земјата, Земјиното магнетно поле ја отклонува и може да се случи воопшто да не влезе во атмосферата. Во најгорните слоеви на атмосферата, протоните се судираат со атоми на кислород или водород, што резултира со квалитативно нови космички зраци, кои во технологијата се нарекуваат „секундарни“ за разлика од оние што доаѓаат од вселената, односно „примарни“. Максималната густина на космичките зраци е забележана на надморска височина од околу 40 km, каде секундарните зраци сè уште немале време да се апсорбираат од атмосферата.

Изворот на потеклото на примарните космички зраци сè уште е непознат, бидејќи магнетното поле на Земјата ги отклонува толку силно што е невозможно да се одреди почетната насока на нивното движење во вселената.

Интензитетот на космичкото зрачење во близина на површината на Земјата е практично независен од времето од годината и денот, но варира на различни магнетни ширини. Има минимални вредности на магнетниот екватор, а максимални вредности над магнетните полови на надморска височина од 22,5 km.

Од книгата Трактат за инспирација што раѓа големи пронајдоци автор Орлов Владимир Иванович

ДЕСЕТТА ПОГЛАВЈЕ, која докажува дека инспирацијата може да тече од минатото, дека пронаоѓачите понекогаш ги повторуваат техничките идеи од минатите години на ново, вртоглаво високо ниво 10.1. Данска во ерата на Наполеонските војни вербално ја прогласи својата неутралност и

Од книгата Тенк, пред време автор Вишњаков Василиј Алексеевич

Поглавје десет. Последните денови Има прекрасно катче на брегот на Северски Донец. Моќно Пинеријатука се отвора за да отстапи место на огромна, светла долина. Во пролетта, сето тоа се пали со светли глави на диви цвеќиња. Лековит воздух од бор, сино без облачно небо,

Од книгата БР автор Маркуша Анатолиј Маркович

Десетто поглавје Повисоко, повисоко, повисоко... Нема каде на друго место, моторот не може да влече повеќе. времето останува далеку подолу, под твоите нозе. И тука има пеколен мраз, бескрајна празнина и виолетова боја

Од книгата Половина век во воздухопловството. Белешки на академик автор Федосов Евгениј Александрович

Поглавје десет Тој стануваше подобар. Секој ден работите одеа се подобро и подобро, забележително подобро. И записите во медицинската историја станаа пократки и побрзани; не, не поневнимателно, туку побезначајно. И во нив сè појасно звучеше невидливиот поттекст: „Треба да запишам - пишувам, но

Од книга Воен брод автор Перлија Зигмунд Наумович

Искуство во пресоздавање на американската ракета Sidewinder. Маневрирачки воздушни борбени ракети Американски проектил Sidewinder. Ова е многу интересна ракета во инженерска смисла, имајќи цела линијанавистина брилијантни решенија пронајдени од една личност. Неговото презиме е Меклин, тој

Од книгата BIOS-от. Експресен курс автор Трашковски Антон Викторович

Поглавје десет ВО ОДБРАНА НА ТАТКОВИНАТА општа оценка на дејствијата на морнарицата за време на Велики Патриотска војнададена во наредба од 22 јули 1945 година од генералисимусот советски СојузДругарот Сталин: „За време на периодот на одбрана и офанзива на Црвената армија, нашата флота е сигурно

Од книгата Џорџ и богатствата на вселената автор Хокинг Стивен Вилијам

Поглавје 4 Стартување на компјутерот Процесот на подигање се состои од многу голем број на многу различни процеси: од тестирање на главните компоненти на компјутерот (на пример, меморија за случаен пристап) пред да вклучите различни режими на работа на уредите инсталирани на компјутерот.

Од книгата Тајната на зрно песок автор Курганов Оскар Јеремеевич

Десетто поглавје Далеку (се разбира, според земните стандарди) од седиштето на Светската вселенска агенција, мајката на Џорџ ја гледала зората над Тихиот Океан. Ноќното небо од сафир стана лазурно, ѕвездите се затемнија и исчезнаа од погледот, горе

Од книгата Срца и камења автор Курганов Оскар Јеремеевич

Десетто поглавје Средбата со полицијата се одржа следниот ден. Тие лежеа во куп сено по тежок ноќен марш, уморни, гладни и очајни.Јури се искачи од стогот сено и се подготви да оди до реката. Сакаше да земе вода. Но, штом излезе од своето скривалиште, Хинт

Од книгата Дизајнирање на иднината од Фреско Жак

Десетто поглавје Средбата со полицаецот се случи следниот ден.Лехт и Јури лежеа на брегот на реката во куп сено по тешкото ноќно патување, уморни, гладни и очајни.Јури се подготвуваше да оди до реката. Но, штом излегол од своето скривалиште, Лехт насилно го влечел

Од книгата Windows 10. Тајни и уред автор Алмаметов Владимир

Поглавје десет „Сопругите мора секогаш да чекаат“, помисли Нели Александровна, гледајќи во својот часовник. Во текот на сите овие години, таа стана невидлив соучесник во сите дискусии, спорови и сета борба околу силикалцитот. Прецизно - невидливо. Сè што му се случува на Лехт далеку од дома, таа

Од книгата на авторот

Од книгата на авторот

3.3. Стартување програми и прозорци Главни алатки при работа на компјутер се глувчето и тастатурата. Тие се нарекуваат и „Влезни уреди“, бидејќи благодарение на нив, на некој начин „внесувате“ информации во компјутерот. Тастатурата, како што е јасно од нејзините копчиња,

Од книгата на авторот

6.5. Автоматско стартување на програми кои не се користат често Многу често, причината што компјутерот бавно се вклучува, а потоа успорува за време на работата е тоа што непотребните програми, или подобро кажано, оние што не се користат толку често како другите, постојано

За понатамошни пресметки, да ја земеме интерконтиненталната балистичка ракета R-9 / R-9A (8K75)SS-8/(Sasin). За кои основните параметри се дефинирани во директориумот:

Почетна маса

Дијаметар на ракета

Брзина на одвоени честички

Дозволете ни дополнително да ги дефинираме параметрите на атмосферата:

Густина на воздухот на површината на Земјата

Висина над морското ниво

Радиус на Земјата

Земјината маса

Брзината на ротација на Земјата на екваторот

Земјината гравитациона константа

Користејќи ги почетните услови и системот на равенки, можете да ја одредите траекторијата на ICBM користејќи го методот на диференцијација опишан во став 1.3.

Бидејќи равенките дискретно ги разликуваме со одреден чекор, тоа значи дека ICBM ќе престане со понатамошното движење само во случај кога висината на која се наоѓа ICBM ќе стане помалку од нула. За да го отстраниме овој недостаток, ќе го користиме методот опишан во став 1.4, но ќе го примениме во нашиот случај:

Ќе ги бараме коефициентите a и b од променливите И , Каде – висина на ICBM над нивото на земјата, – агол на отклонување. Како резултат, ги добиваме равенките:

Во нашиот случај
, како резултат добиваме

Со определување на аголот на отклон при кој висината на ICBM ќе биде еднаква на нивото на Земјата. Ајде да го најдеме опсегот на летот на ICBM:

Времето на работа на моторот се одредува со формулата:

Каде
– маса на боева глава. За пореален лет, ќе ја земеме предвид масата на сценската обвивка; за ова ќе го додадеме коефициентот на оваа формула
, што го покажува односот на масата на сцената со масата на горивото.

Сега сме во можност да ја одредиме траекторијата на ICBM под дадени првични услови.

Поглавје 2. Резултати

2.1. Параметриски криви на едностепен MBR

Почетните параметри користени при конструкцијата на Сл. 1.

Стапка на моментално согорување на горивото Mu = 400 kg/s;

График на опсегот на летот на ICBM наспроти аголот на напад

На сл. 1. се гледа дека максималниот опсег на летот е под агол на напад =38 степени, но ова е вредноста на оптималниот агол на напад со константни параметри на брзината на моменталното согорување на горивото и крајната маса. За другите вредности на Mu и Mk, оптималниот агол на напад може да биде различен.

Почетните параметри користени при конструкцијата на Сл. 2.

Агол на напад = 30 степени.

Крајна маса (боева глава) Mk = 2,2 тони.

График на опсегот на летот на ICBM наспроти стапката на моментално согорување на горивото

Слика 2 покажува дека оптималната вредност на брзината на моменталното согорување на горивото = 1000 kg/s. Јасно е видливо дека оваа вредност не е можна. Оваа контрадикторност се јавува поради фактот што R9 ICBM што се разгледува е тежок (ракетна маса = 80,4 тони) и за него не е возможна употреба на една фаза.

За да најдеме оптимални параметри, ќе го користиме методот на спуштање на градиент. За едностепена ракета, под претпоставка дека аголот на напад е константен, оптималните параметри се:

Стапка на моментално согорување на горивото Mu = 945 kg/s;

Агол на напад = 44,1 степени.

Пред ова, нашето истражување беше спроведено под претпоставка дека аголот на напад е еднаков на константа, ајде да се обидеме да воведеме друга зависност, аголот на напад нека зависи од висината како
.

Оптималните параметри во овој случај се:

Стапка на моментално согорување на горивото Mu = 1095 kg/s;

Константа C = 0,0047.

График на опсегот на летот при оптимални параметри

Ориз. 3. 1 – ако е зависен
, 2 - ако е зависен

На сл. 3. Се гледа дека кога аголот на напад не е еднаков на константа, дострелот на проектилот е поголем. Ова се должи на фактот дека во вториот случај ракетата побрзо ја напушта земјината атмосфера, односно помалку е забавена од атмосферата. Во понатамошното истражување ќе ја земеме зависноста
.

24 март 2014 година во 19:05 часот

Едукативна/играчка програма за пресметување на носивоста на ракета, земајќи ги предвид неколку фази и гравитациони загуби

• Космонаутика,
• физика,
• Игри и конзоли за игри

Параметрите не се земени предвид

• За да се поедностави проблемот, следново не се земаат предвид:
• Загуби од триење на воздухот.
• Промена на потисок во зависност од атмосферскиот притисок.
• Се искачи.
• Губење на време за одвојување на чекорите.
• Промени во потисната сила на моторот во областа на притисокот на максималната брзина.
• Се зема предвид само еден распоред - со секвенцијален распоред на чекори.

Малку физика и математика

Пресметка на брзина

Ракетното забрзување во моделот оди вака:


Висината на летот се претпоставува дека е константна. Тогаш ракетниот потисок може да се подели на две проекции: FxИ Fy. Fyмора да бидат еднакви mg, тоа се нашите гравитациски загуби и Fx- ова е силата што ќе ја забрза ракетата. Фе константен, ова е потисок на моторите, мпромени поради потрошувачката на гориво.
Првично, имаше обид аналитички да се реши равенката на движењето на ракетата. Сепак, тоа не беше успешно, бидејќи гравитационите загуби зависат од брзината на ракетата. Ајде да направиме мисловен експеримент:

1. На почетокот на летот, ракетата едноставно нема да се крене од лансирната рампа ако потисокот на моторите е помал од тежината на ракетата.
2. На крајот од забрзувањето, ракетата сè уште се привлекува кон Земјата со сила mg, но тоа не е важно, бидејќи неговата брзина е таква што нема време да падне, а кога ќе влезе во кружна орбита, постојано ќе паѓа на Земјата, „пропуштајќи“ поради неговата брзина.

Излегува дека вистинските гравитациски загуби се во функција на масата и брзината на ракетата. Како поедноставена апроксимација, решив да ги пресметам загубите на гравитацијата како:

V1- ова е првата космичка брзина.
За да ја пресметаме конечната брзина што требаше да ја искористиме нумеричко моделирање. Следниве пресметки се вршат во чекори од една секунда:

Надписот t е моменталната секунда, t-1 е претходниот.

Или на програмски јазик

за (int time = 0; време< iBurnTime; time++) { int m1 = m0 - iEngineFuelUsage * iEngineQuantity; double ms = ((m0 + m1) / 2); double Fy = (1-Math.pow(result/7900,2))*9.81*ms; if (Fy < 0) { Fy = 0; } double Fx = Math.sqrt(Math.pow(iEngineThrust * iEngineQuantity * 1000, 2)-Math.pow(Fy, 2)); if (Fx < 0) { Fx = 0; } result = (result + Fx / ms); m0 = m1; }

Пресметка на максимална носивост

Знаејќи ја добиената брзина за секое дозволено носивост, проблемот со максимизирање на носивоста може да се реши како проблем за наоѓање на коренот на нелинеарната равенка.

Ми се чинеше најзгодно да ја решам оваа равенка користејќи го методот на половина делење:

Кодот е целосно стандарден

јавна статичка int пресметкаMaxPN(int фази) ( deltaV = нов двојно; int резултат = 0; int PNLeft = 50; додека (calculateVelocity(PNLeft, stages, false) > 7900) ( PNLeft = PNLeft + 1000; ) System.out.println (calculateVelocity(PNLeft, stages, false)); int PNRight = PNLeft - 1000; двојна грешка = Math.abs(calculateVelocity(PNLeft, stages, false) - 7900); System.out.println ("Left" + Double.toString (PNLeft) + "; Десно " + Double.toString (PNRight) + "; Грешка " + Double.toString (грешка)); булова calcError = неточно; додека ((грешка / 7900 > 0.001) && !calcError) (двојна стара грешка = грешка; ако (пресметај Брзина ((PNLeft + PNRight) / 2, фази, неточно) > 7900) ( PNRight = (PNLeft + PNRight) / 2; ) друго ( PNLeft = (PNLeft + PNRight) / 2; ) грешка = математика .abs(calculateVelocity((PNLeft + PNRight) / 2, фази, неточно) - 7900); System.out.println("Left" + Double.toString(PNLeft) + "; Десно " + Double.toString(PNRight) + "; Грешка " + Double.toString (грешка)); ако (Math.abs (стара грешка - грешка)< 0.0001) { //аварийный выход если алгоритм уйдет не туда PNLeft = 0; PNRight = 0; calcError = true; } } result = (PNLeft + PNRight) / 2; calculateVelocity(result, stages, true); return result; }

Како за играње?

Сега, по теоретскиот дел, можете да играте.
Проектот се наоѓа на GitHub. МИТ лиценца, слободно користете и менувајте, а редистрибуцијата е охрабрена.

Главниот и единствен прозорец на програмата:

Можете да ја пресметате конечната брзина на ракетата за одредено PN со пополнување на полињата за текст на параметарот, внесување на PN на врвот и кликнување на копчето „Пресметај брзина“.
Можете исто така да ја пресметате максималната носивост за дадените параметри на ракетата; во овој случај, полето „PN“ не се зема предвид.
Постои вистинска ракета со пет етапи „Минотаур V“. Копчето „Минотаур V“ вчитува параметри слични на оваа ракета со цел да покаже пример за тоа како функционира програмата.
Ова во суштина е режим на песок во кој можете да креирате ракети со произволни параметри, проучувајќи како различните параметри влијаат на товарот на ракетата.

Конкуренција

Режимот за натпревар се активира со притискање на копчето Competition. Во овој режим, бројот на контролирани параметри е многу ограничен за да се обезбедат исти услови за натпреварување. Сите фази имаат ист тип на мотори (ова е неопходно за да се илустрира потребата од неколку фази). Можете да го контролирате бројот на мотори. Можете исто така да ја контролирате распределбата на горивото по фази и бројот на фази. Максималната тежина на горивото е 300 тони. Можете да додадете помалку гориво.
Задача: користење минимална сумамотори за да се постигне максимална PN. Ако има многу луѓе кои сакаат да играат, тогаш секој број на мотори ќе има своја класификација.
Заинтересираните можат да ги остават своите резултати со параметрите користени во коментарите. Со среќа!

Во кој нема потисок или контролна сила и момент, тоа се нарекува балистичка траекторија. Ако механизмот што го напојува објектот остане оперативен во текот на целиот период на движење, тој припаѓа на категоријата на авијација или динамика. Траекторијата на авион за време на летот со исклучени мотори на голема височина може да се нарече и балистичка.

Објектот што се движи по дадените координати е под влијание само на механизмот што го придвижува телото, силите на отпорот и гравитацијата. Збир на такви фактори ја исклучува можноста за праволиниско движење. Ова правилоработи дури и во вселената.

Телото опишува траекторија што е слична на елипса, хипербола, парабола или круг. Последните две опции се постигнуваат со втората и првата космичка брзина. Пресметките за движење по парабола или круг се вршат за да се одреди траекторијата балистичка ракета.

Земајќи ги предвид сите параметри за време на лансирањето и летот (тежина, брзина, температура, итн.), Се разликуваат следните карактеристики на траекторијата:

• За да ја лансирате ракетата што е можно подалеку, треба да го изберете вистинскиот агол. Најдоброто е остра, околу 45º.
• Објектот има иста почетна и крајна брзина.
• Телото слетува под истиот агол како што лансира.
• Времето кое му е потребно на објектот да се движи од почеток до средината, како и од средината до крајната точка, е исто.

Карактеристики на траекторијата и практични импликации

Движењето на телото откако ќе престане влијанието на движечката сила врз него се проучува со надворешна балистика. Оваа наука обезбедува пресметки, табели, скали, знаменитости и произведува оптимални опцииза пукање. Балистичката траекторија на куршум е крива линија опишана од центарот на гравитација на објект во лет.

Бидејќи телото е под влијание на гравитацијата и отпорот, патеката што ја опишува куршумот (проектилот) формира облик на крива линија. Под влијание на овие сили, брзината и висината на објектот постепено се намалуваат. Постојат неколку траектории: рамни, монтирани и конјугирани.

Првиот се постигнува со користење на агол на височина што е помал од аголот на најголемиот опсег. Ако опсегот на летот остане ист за различни траектории, таквата траекторија може да се нарече конјугирана. Во случај кога аголот на височина е поголем од аголот на најголемиот опсег, патеката се нарекува суспендирана патека.

Траекторијата на балистичкото движење на објектот (куршум, проектил) се состои од точки и делови:

• Поаѓање(на пример, муцката на бурето) - оваа точка е почеток на патеката и, соодветно, референца.
• Хоризонт на оружје- овој дел минува низ појдовната точка. Траекторијата ја преминува двапати: за време на ослободувањето и за време на падот.
• Висинска област- ова е линија која е продолжение на хоризонтот и формира вертикална рамнина. Оваа област се нарекува авион за отпуштање.
• Темиња на траекторија- ова е точката што се наоѓа во средината помеѓу почетната и завршната точка (шут и пад), има највисок агол по целата патека.
• Совети- целта или локацијата на видување и почетокот на движењето на објектот ја формираат нишанената линија. Помеѓу хоризонтот на оружјето и крајната цел се формира нишан агол.

Ракети: карактеристики на лансирање и движење

Има наведувани и ненаведувани балистички ракети. Формирањето на траекторијата е исто така под влијание на надворешни и надворешни фактори (сили на отпор, триење, тежина, температура, потребен опсег на летот итн.).

Општиот пат на лансираното тело може да се опише со следните фази:

• Лансира. Во овој случај, ракетата влегува во првата фаза и го започнува своето движење. Од овој момент започнува мерењето на висината на патеката на летот на балистичката ракета.
• По околу една минута, вториот мотор се вклучува.
• 60 секунди по втората етапа, се вклучува третиот мотор.
• Тогаш телото влегува во атмосферата.
• На крај, боевите глави експлодираат.

Лансирање ракета и формирање крива на движење

Кривата на патување на ракетата се состои од три дела: период на лансирање, слободен лет и повторно влегување во земјината атмосфера.

Живите проектили се лансираат од фиксна точка на преносни инсталации, како и Возило(бродови, подморници). Започнувањето на летот трае од десетинки од илјадити дел од секундата до неколку минути. Слободниот пад го сочинува најголемиот дел од патеката на летот на балистичка ракета.

Предностите на водење на таков уред се:

• Долго слободно време на лет. Благодарение на ова својство, потрошувачката на гориво е значително намалена во споредба со другите ракети. За прототип на летот ( крстосувачки ракети) се користат поефикасни мотори (на пример, млазни мотори).
• Со брзината со која се движи интерконтиненталното оружје (приближно 5 илјади m/s), пресретнувањето е многу тешко.
• Балистичката ракета е способна да погоди цел на растојание до 10 илјади километри.

Во теорија, патеката на движење на проектил е феномен од општа теоријафизика, дел од динамиката на крутите тела во движење. Во однос на овие објекти се разгледуваат движењето на центарот на маса и движењето околу него. Првиот се однесува на карактеристиките на објектот во лет, вториот на стабилноста и контролата.

Бидејќи телото има програмирани траектории за летот, пресметката на балистичката траекторија на проектилот се одредува со физички и динамички пресметки.

Современи случувања во балистиката

Затоа што борбени проектилиод секаков вид се опасни по животот, главната задача на одбраната е да ги подобри точките за лансирање на деструктивни системи. Вториот мора да обезбеди целосна неутрализација на интерконтиненталното и балистичкото оружје во која било точка од движењето. Се предлага повеќестепен систем за разгледување:

• Овој пронајдок се состои од посебни нивоа, од кои секоја има своја цел: првите две ќе бидат опремени со ласерски оружја (домашни проектили, електромагнетни пиштоли).
• Следните два дела се опремени со истото оружје, но дизајнирани да ги уништат главите на непријателските оружја.

Случувањата во одбранбената ракетна технологија не застануваат. Научниците модернизираат квази-балистичка ракета. Вториот е претставен како објект кој има низок пат во атмосферата, но истовремено нагло го менува правецот и опсегот.

Балистичката траекторија на таков проектил не влијае на нејзината брзина: дури и на екстремно мала надморска височина, објектот се движи побрзо од нормалниот. На пример, рускиот развиен Искандер лета со суперсонична брзина - од 2100 до 2600 m/s со маса од 4 kg 615 g; ракетните крстарења придвижуваат боева глава со тежина до 800 kg. За време на летот, тој маневрира и ја избегнува ракетната одбрана.

Интерконтинентално оружје: теорија и компоненти на контрола

Повеќестепените балистички ракети се нарекуваат интерконтинентални проектили. Ова име се појави со причина: поради долгиот опсег на летот, станува возможно да се пренесе товарот на другиот крај на Земјата. Главната борбена супстанција (полнење) е главно атомска или термонуклеарна супстанција. Вториот се наоѓа во предниот дел на проектилот.

Следно, во дизајнот се инсталирани контролен систем, мотори и резервоари за гориво. Димензиите и тежината зависат од потребниот опсег на летот: колку е поголемо растојанието, толку е поголема тежината на лансирањето и димензиите на структурата.

Траекторијата на балистичкиот лет на ICBM се разликува од траекторијата на другите проектили по висина. Повеќестепената ракета поминува низ процесот на лансирање, а потоа се движи нагоре под прав агол неколку секунди. Контролниот систем гарантира дека пиштолот е насочен кон целта. Првата фаза од погонот на ракетата се одвојува независно по целосното изгорување и во истиот момент се лансира следната. Откако ќе достигне одредена брзина и висина на летот, ракетата почнува брзо да се движи надолу кон целта. Брзината на летот до дестинацијата достигнува 25 илјади км/ч.

Светски развој на проектили со специјална намена

Пред околу 20 години, при модернизацијата на еден од ракетните системи со среден дострел, беше усвоен проект за противбродски балистички ракети. Овој дизајн е поставен на автономна платформа за лансирање. Тежината на проектилот е 15 тони, а опсегот на лансирање е речиси 1,5 км.

Траекторијата на балистичка ракета за уништување бродови не е подложна на брзи пресметки, затоа предвидете ги дејствата на непријателот и елиминирајте ги ова оружјеневозможно.

Овој развој ги има следниве предности:

• Опсег на стартување. Оваа вредност е 2-3 пати поголема од онаа на прототипите.
• Брзината и висината на летот прават воено оружјенеранлив за противракетна одбрана.

Светските експерти се уверени дека оружјето за масовно уништување сè уште може да се открие и неутрализира. За такви цели, специјални извиднички станици надвор од орбитата, авијација, подморници, бродови, итн. Најважната „противрекција“ е вселенското извидување, кое е претставено во форма на радарски станици.

Балистичката траекторија ја одредува извидувачкиот систем. Примените податоци се пренесуваат до нивната дестинација. Главниот проблем е брзото застареност на информациите - за краток периодСо текот на времето, податоците ја губат својата важност и може да се разликуваат од вистинската локација на оружјето на растојание до 50 km.

Карактеристики на борбените системи на домашната одбранбена индустрија

Повеќето моќно оружјеВо моментов, интерконтинентална балистичка ракета се смета дека е неподвижна. Домашни ракетен систем„Р-36М2“ е еден од најдобрите. Во него е сместено тешкото борбено оружје 15А18М, кое е способно да носи до 36 индивидуални нуклеарни проектили со прецизно наведување.

Патот на балистичкиот лет на таквото оружје е речиси невозможно да се предвиди; соодветно, неутрализирањето на проектил исто така предизвикува тешкотии. Борбената моќ на проектилот е 20 Mt. Ако оваа муниција експлодира на мала надморска височина, системот за комуникација, контрола и ракетна одбрана ќе откажат.

Модификациите на горенаведениот ракетен фрлач може да се користат и за мирни цели.

Меѓу ракетите со цврсто гориво, RT-23 UTTH се смета за особено моќен. Таквиот уред е базиран автономно (мобилен). Во стационарната прототип-станица („15Zh60“), почетната сила е за 0,3 поголема во споредба со мобилната верзија.

Ракетните лансирања извршени директно од станиците тешко се неутрализираат, бидејќи бројот на проектили може да достигне 92 единици.

Ракетни системи и инсталации на странската одбранбена индустрија

Висината на балистичката траекторија на американската ракета Minuteman-3 не се разликува многу од карактеристиките на летот на домашните пронајдоци.

Комплексот, кој беше развиен во САД, е единствениот „бранител“ Северна Америкамеѓу оружјето од овој тип до денес. И покрај староста на пронајдокот, индикаторите за стабилност на пиштолот се доста добри сегашно време, бидејќи ракетите на комплексот можеа да издржат противракетна одбрана, како и да погодат цел со високо нивозаштита. Активниот дел од летот е краток и трае 160 секунди.

Друг американски изум е Peakkeeper. Може да обезбеди и прецизен удар на целта благодарение на најповолната траекторија на балистичко движење. Тоа го велат експертите борбени способностидадениот комплекс е речиси 8 пати повисок од оној на Minuteman. Борбената должност на Мировникот беше 30 секунди.

Лет на проектил и движење во атмосферата

Од делот за динамика го знаеме влијанието на густината на воздухот врз брзината на движење на кое било тело во различни слоеви на атмосферата. Функцијата на последниот параметар ја зема предвид зависноста на густината директно од висината на летот и се изразува како функција од:

N (y) = 20000-y/20000+y;

каде y е висината на проектилот (m).

Параметрите и траекторијата на интерконтинентална балистичка ракета може да се пресметаат со помош на специјални компјутерски програми. Вториот ќе дава изјави, како и податоци за висината на летот, брзината и забрзувањето, како и времетраењето на секоја етапа.

Експерименталниот дел ги потврдува пресметаните карактеристики и докажува дека брзината е под влијание на обликот на проектилот (колку е подобро рационализацијата, толку е поголема брзината).

Водени оружја за масовно уништување од минатиот век

Сите оружја од овој тип можат да се поделат во две групи: копно и воздушно. Уреди на земја се оние што се лансираат од стационарни станици (на пример, мини). Авијацијата, соодветно, се лансира од брод-превозник (авион).

Групата од копно вклучува балистички, крстаречки и противвоздушни ракети. Авијација - проектилни авиони, АДБ и борбени ракети за наведување воздух.

Главната карактеристика за пресметување на балистичката траекторија е надморската височина (неколку илјади километри над атмосферскиот слој). На дадено ниво над земјата, проектилите достигнуваат големи брзини и создаваат огромни тешкотии за нивно откривање и неутрализирање на ракетната одбрана.

Добро познати балистички ракети кои се дизајнирани за просечен опсеглетови се: „Титан“, „Тор“, „Јупитер“, „Атлас“ итн.

Балистичката траекторија на проектил, кој се лансира од точка и погодува одредени координати, има форма на елипса. Големината и должината на лакот зависи од почетните параметри: брзина, агол на лансирање, маса. Ако брзината на проектилот е еднаква на првата космичка брзина (8 km/s), военото оружје, кое се лансира паралелно со хоризонтот, ќе се претвори во сателит на планетата со кружна орбита.

И покрај постојаните подобрувања во областа на одбраната, патеката на летот на воениот проектил останува практично непроменета. Во моментов, технологијата не е во состојба да ги прекрши законите на физиката што ги почитуваат сите тела. Мал исклучок се проектилите за враќање - тие можат да го променат правецот во зависност од движењето на целта.

Пронаоѓачи противракетни системитие исто така се модернизираат и развиваат оружје за уништување на средствата масовно уништувањенова генерација.