Космические аппараты и техника
Многоразовые транспортные космические системы
Схемы выведения космических аппаратов
В таком случае, пожалуйста, повторите заявку. Для исследования природных ресурсов Земли и контроля окружающей среды разработана космическая система Ресурс-Ф, которая включает в себя КА Ресурс-Ф1 и Ресурс-Ф2, являющиеся КА серии Зенит третьего поколения. Общий вид КА Ресурс-Ф1 приведен на рис. Аппарат периодически запускается с г. Масса КА кг, масса научной аппаратуры кг. Вначале КА Ресурс-Ф1 выводится РН на промежуточную орбиту. Параметры рабочих орбит выбираются из условия обеспечения сплошного покрытия поверхности Земли полосами захвата фотоаппаратуры с необходимым поперечным перекрытием на заданной географической широте. Поддержание заданного значения поперечного перекрытия в процессе полета КА осуществляется за счет проведения соответствующих маневров на орбите. КА Ресурс-Ф1 может находиться на орбите до 25 суток. Из них 11 суток аппарат находится в дежурном режиме, то есть с выключенными системой ориентации и некоторыми другими бортовыми системами. Наличие дежурного режима позволяет увеличить срок существования КА на орбите и обеспечивает 2-х кратное покрытие части межвиткового интервала, используемое для повторного фотографирования. Наряду с выполнением основной задачи полета - проведения фотосъемок поверхности Земли, КА типа Ресурс-Ф способен выводить на орбиту научную аппаратуру для проведения различных экспериментов в условиях космического пространства. Научная аппаратура может находиться в спускаемом аппарате и в контейнере научной аппаратуры, установленном на поверхности СА. Научная аппаратура работает в космосе при открытой крышке контейнера. Перед спуском крышка закрывается, и научная аппаратура доставляется на Землю. Установленная снаружи КА научная аппаратура не возвращается на Землю, информация с нее может передаваться только по радиотелеметрической системе. В составе фотоаппаратуры КА имеется звездный аппарат для определения элементов внешнего ориентирования КА фотографирование звезд до 5 звездной величины с целью координатной привязки осей космического аппарата в пространстве в момент выполнения съемки и анализа особенностей его перемещения- Точность определения углового положения составляет 40 - Бортовой комплекс управления КА обеспечивает проведение многозональной КАТЭ и спектрозональной КФА съемок совместно и по отдельности предусмотренно шесть различных режимов работы, отличающихся друг от друга числом одновременно включаемых фотокамер. Ширина полосы фотографирования и фотографируемая площадь с высоты км составляет соответственно км и 27 млн. Во время полета с наземных пунктов осуществляется управление и телеметрический контроль работы космического аппарата. С помощью КА типа Ресурс-Ф1 обеспечивается получение высококачественной картографической информации в масштабах 1: Космический аппарат Ресурс-Ф2, общий вид которого показан на рис. РН Союз и обеспечивает синхронную многозональную и спектрозональную или цветную фотосъемку поверхности Земли с высоким разрешением. В отличие от КА Ресурс-Ф1 в космическом аппарате Ресурс-Ф2 используется система электропитания на базе солнечной энергетической установки, что позволяет увеличить время активного существования до 30 суток. В КА установлена высокоинформативная многозональная фотокамера МК-4, которая обеспечивает фотографирование в четырех зонах спектра из шести возможных см. МК-4 позволяет получать многозональные снимки с разрешением м, спектрозональные снимки с разрешением м. В каждый кадр снимка впечатывается необходимая информация: В составе фотоаппаратуры КА Ресурс-Ф2 имеется звездная камера для определения элементов внешнего ориентирования КА. Фотоаппаратура позволяет при необходимости проводить многозональную съемку в сочетании со спектрозональной и цветной фотосъемкой. Время активного существования до 30 суток дает возможность осуществить двух - трехкратное покрытие всего межвиткового интервала, поэтому здесь не предусматривается дежурный режим. Основные технические характеристики КА Ресурс-Ф2 и фотокамеры МК-4 приведены в таблицах 3. С помощью КА Ресурс-Ф2 возможно картографирование земной поверхности в масштабе 1: Проведение фотосъемок с заданным продольным перекрытием обеспечивает стереоскопичность снимков. Разработан в ЦСКБ г. Самара на базе ИСЗ серии Зенит. Запуск осуществляется РН Союз. КА предназначен для проведения экспериментов по получению в условиях микрогравитации кристаллов белков и полупроводниковых материалов, отработки технологии их опытно-промышленного производства установки Сплав, Каштан. Наряду с советскими установками для производства на орбите материалов с улучшенными свойствами на борту КА Фотон устанавливалась октября г. Имеются планы использования КА Фотон в рамках программы EuroKosmos для проведения полетов с размещением на борту оборудования для проведения исследований в условиях микрогравитации с последующим возвращением результатов в спускаемом аппарате. Предполагается завершить модификацию спускаемого аппарата КА Фотон, установив на нем дополнительную привязную возвращаемую микрокапсулу Мирка, которая в ходе полета будет разворачиваться на орбите с помощью троса длиной м. Самара на базе КА серии Зенит. Основной внешний отличительный признак - отсутствие носовой корректирующей двигательной установки, вместо которой установлен отсек с дополнительной полезной нагрузкой рис. К настоящему времени проведено 10 запусков биологических КА г. Последний из КА этой серии Космос Бион запущен РН Союз 29 декабря г. Ведущее предприятие по разработке и изготовлению комплекса научной аппаратуры - специальное конструкторско-технологическое бюро Биофизприбор Минздрава РФ г. Для реализации программы научных экспериментов в полете биоспутника был создан комплекс аппаратуры, включающий:. В соответствии с научной программой предусматривалось орбитальное функционирование биоспутника продолжительностью до 14 суток и возможность коррекции длительности полета с учетом следующих факторов:. Фактическая продолжительность полета БИОН составила 11 суток 16 часов. В гермоконтейнере давление поддерживалось на уровне мм рт. Исследования на 2-х обезьянах были дополнены серией биологических экспериментов в области клеточной и популяционной биологии, биологии развития, хроно- и радиобиологии. Для этих целей использовали культуры растительных и животных клеток и тканей, насекомых плодовых мушек дрозофил, пустынных жуков-чернотелок, личинки тутового шелкопряда и земноводных испанских тритонов и икру шпорцевых лягушек. Вместе с оценкой стоимости вы получите бесплатно БОНУС: Даю согласие на обработку персональных данных и получить бонус. Спасибо, вам отправлено письмо. Если в течение 5 минут не придет письмо, возможно, допущена ошибка в адресе. Основные технические характеристики КА Ресурс-Ф1 и фотоаппаратуры приведены в табл. Схема фотографирования КА Ресурс-Ф1 показана на рис. Доставка информации на Землю осуществляется, как и в КА Ресурс-Ф1 в спускаемом аппарате. На КА Ресурс-Ф2 может устанавливаться дополнительная исследовательская аппаратура. Для реализации программы научных экспериментов в полете биоспутника был создан комплекс аппаратуры, включающий: В соответствии с научной программой предусматривалось орбитальное функционирование биоспутника продолжительностью до 14 суток и возможность коррекции длительности полета с учетом следующих факторов: Пилотируемые орбитальные комплексы серии Салют План: Упоминание об этом встречается в дре Ионно-плазменные двигатели с высокочастотной безэлектродной ионизацией рабочего тела Министерство образования Украины Государственный аэрокосмический университет имени Н. Эскизный проект — гг. Исследование планеты Марс с помощью космических аппаратов Исследования марса в — гг. Современный этап исследований — гг. Характеристика аспектов эксплуатации космических систем Описание, конструкция и траектория полетов основных видов космических аппаратов, а также анализ проблем их энергопитания бортовой аппаратуры. Особенности разработки и создания автоматизированных систем управления эксплуатацией летательных комплексов. Космические технологии Результаты работ в области космической технологии, выполненных советскими учёными. Космическое информационное обеспечение в биосферных исследованиях. Космические технологии на борьбу с вирусом птичьего гриппа. Космическая программа России и Белоруссии. Первый индийский космонавт Ракеш ШАРМА майор, Герой Советского Союза Первый гражданин Республики Индия, совершивший полет в космос на космических кораблях "Союз Т, " и орбитальной станции "Салют-7" апрель Спускаемая капсула космического аппарата Понятие и особенности спускаемой капсулы, ее назначение и компоновка, процесс спуска с орбиты. Конструкция спускаемой капсулы, контейнер для носителя информации, корпус, теплозащитное покрытие, двигатель мягкой посадки. Размещение аппаратуры и агрегатов. Описание систем управления беспилотными летательными аппаратами История возникновения и развития беспилотных летательных аппаратов. Состав бортового оборудования современных беспилотных летательных аппаратов БЛА. Бортовой комплекс навигации и управления. Особенности работы и устройства ряда систем управления БЛА. Спектрометрическое сканирование атмосферы и поверхности Земли Дистанционное аэрокосмическое зондирование - система сбора, переработки и регистрации данных, ориентированных на решение конкретных геологических и метеорологических задач. Виды и технические характеристики аппаратуры для аэрокосмических исследований. Исследование природных ресурсов планеты с помощью космических методов РЕФЕРАТ Тема: Исследование природных ресурсов планеты с помощью космических методов. Сварка в космосе Технология сварки специальных легких и жаропрочных сплавов. Размещение сварочного оборудования в салоне летающей лаборатории. Электронная пушка для ручной сварки в космосе. Плазменная, электронно-лучевая электронная сварка. Метеорологические исследования Изобретение профессором А. Создание мобильной двухступенчатой метеорологической ракеты МР, ее отличие от МР Метеорологические спутники Советского Союза и других стран. Спутниковая система "Метеор", основная задача. Использование искусственных спутников Земли в метеорологических наблюдениях и прогнозах погоды Шаг вперёд в развитии метеорологической науки. Оснащение метеорологических искусственных спутников Земли. Орбиты метеорологических искусственных спутников. Использование искусственных спутников Земли в метеорологии и других сферах науки и жизни. Введение 4 Российские и украинские самолеты и вертолеты 5. Космические корабли Авиация и артиллерия - основные источники ракетостроения. Космодромы и ракеты нашего времени. Проект "Гермес" в рамках Европейского космического агентства. Космический мусор — угроза безопасности космических полетов Д. Маринин Аэрокосмический лицей на базе Национального аэрокосмического университета им. Число космических полетов растет, но они постоянно вталкиваются с рядом проблем. Одной из таких проблем — проблем эк Практическое применение космонавтики Реферат по астрономии на тему: Практическое применение космонавтики Выполнила: Категории Авиация и космонавтика Административное право Арбитражный процесс 29 Архитектура Астрология 4 Астрономия Банковское дело Безопасность жизнедеятельности Биографии Биология Биология и химия Биржевое дело 79 Ботаника и сельское хоз-во Бухгалтерский учет и аудит Валютные отношения 70 Ветеринария 56 Военная кафедра География Геодезия 60 Геология Геополитика 49 Государство и право Гражданское право и процесс Делопроизводство 32 Деньги и кредит Естествознание Журналистика Зоология 40 Издательское дело и полиграфия Инвестиции Иностранный язык Информатика 74 Информатика, программирование Исторические личности История История техники Кибернетика 83 Коммуникации и связь Компьютерные науки 75 Косметология 20 Краеведение и этнография Краткое содержание произведений Криминалистика Криминология 53 Криптология 5 Кулинария Культура и искусство Культурология Литература:
Разработка СА, сочетающего в себе функции отсека КК и самостоятельного атмосферного летательного аппарата, одна из самых сложных задач создания пилотируемого КК. Особенностью полета СА является необратимость происходящих событий, так как начатый спуск прервать практически невозможно, и СА неизбежно пройдет сквозь плотные слои атмосферы и будет приближаться к Земле. Это существенно ужесточает требования к системам и конструкции СА в части их надежности, степени резервирования и обеспечения безопасности экипажа. На этапе возвращения на Землю главные задачи состоят в торможении СА при полете в атмосфере и в обеспечении его посадки. Между задачами спуска и приземления существует прямая связь, причем способ посадки выбирается с учетом технических решений по участку спуска. Для КК, форма которых обеспечивает эффективное управление на сверхзвуковых скоростях с выходом в район посадочной полосы, а на дозвуковых режимах - планирование с относительно небольшой вертикальной скоростью, рациональна горизонтальная посадка - самолетный способ посадки, а для СА, имеющих малое аэродинамическое качество т. При движении любого тела в воздухе на него действуют силы давления, зависящие от скорости, плотности воздуха, формы тела и его положения в потоке. Их результирующая суммарная сила определяется как интеграл от сил давления по поверхности тела и проходит через точку, называемую центром давления. Интеграл от моментов сил давления относительно точки, называемой центром масс центром тяжести , дает аэродинамический момент, который может быть представлен как произведение результирующей силы на ее плечо относительно центра масс. При выделенном моменте аэродинамические силы или их составляющие рассматриваются как приложение к этому центру. Силы и моменты рис. Одним из главных параметров СА является аэродинамическое качество - отношение подъемной силы к силе сопротивления. Типичные аэродинамические характеристики осесимметричного СА сегментальной формы показаны на рис. В силу влияния аэродинамических возмущений например, начального угла атаки возникает движение летательного аппарата вокруг центра масс, что требует решения вопросов статической и динамической устойчивости. Статическая устойчивость - это свойство летательного аппарата приобретать при выходе из положения равновесия такие аэродинамические моменты, которые вновь возвращают его в это положение. В простейшем случае это возможно, если центр давления находится за центром тяжести по отношению к передней точке летательного аппарата и аэродинамическая сила создает восстанавливающий момент. В этом смысле расстояние между центрами давления и тяжести, отнесенное к длине аппарата, обычно называют запасом статической устойчивости , а угол атаки, при котором существует устойчивое равновесие момент равен нулю, а его производная по углу отрицательна , - балансировочным. Чтобы получить на осесимметричном аппарате сегментальной формы подъемную силу, следует см. Динамическая устойчивость - это способность летательного аппарата создавать стабилизирующие моменты в процессе его колебаний вокруг центра масс. При наличии угловой скорости мгновенный угол атаки различен по длине аппарата, что создает некоторый дополнительный момент. Если производная этого момента по угловой скорости отрицательна, то момент демпфирующий, в противном случае - антидемпфирующий. Характеристики динамической устойчивости учитываются при проектировании летательного аппарата и его системы управления. Траектории спуска выбирают с учетом возможностей, создаваемых характеристиками СА, в пределах ограничений по перегрузкам и тепловым режимам, а также требований самой траектории спуска заданный маневр, точность посадки. Указанные ограничения влияют на характеристики СА и на программы управления его движением. Рассмотрим эти вопросы применительно к задаче спуска с низких околоземных орбит высоты - км. Характер траекторий определяется прежде всего параметрами СА, основными из которых являются аэродинамическое качество К см. Приведенные параметры определяют соотношение между гравитационными и аэродинамическими силами и являются мерой эффективности или способности последних создавать в полете ускорения, так как. Таким образом, возможности формирования траекторий зависят от выбора аэродинамического качества и баллистического параметра, а управление движением - от их изменения в полете. На траектории влияют и условия входа в атмосферу, под верхней границей которой высотой входа понимают высоту начала заметного влияния аэродинамических сил - км. Маневр на участке спуска может быть осуществлен с помощью изменения лобового сопротивления аппарата коэффициента сопротивления или эффективной поверхности , но только в плоскости траектории, т. Использование подъемных сил создает возможность маневра как по дальности, так и в боковом направлении. Перегрузки при с пуске - один из основных траекторных параметров - зависят в основном от аэродинамического качества и угла входа. Для снижения перегрузок, как видно из рис. Тепловые потоки , воздействующие на поверхность С А, зависят от аэродинамического качества и угла входа в атмосферу рис. Для улучшения тепловых режимов важно, чтобы торможение происходило в верхних слоях атмосферы для максимального снижения скорости до наступления пика теплового потока. Это реализуется при баллистическом спуске за счет увеличения аэродинамического сопротивления и снижения нагрузки на мидель, а для СА с большим аэродинамическим качеством - за счет увеличения угла атаки роста коэффициентов сопротивления и подъемной силы и снижения нагрузки на несущую поверхность. При скользящем спуске высокий коэффициент сопротивления обеспечивает тупая форма СА, а угол атаки, несколько снижая этот коэффициент, создает подъемную силу. Во всех случаях в начальной фазе спуска с точки зрения улучшения тепловых режимов важен не режим максимального качества, а максимально возможный рост коэффициентов сопротивления и подъемной силы или снижение нагрузки на характерную площадь. Переносимость перегрузок при оптимальной позе человека обеспечивается вплоть до значений 25 - 27 ед. Для обеспечения относительного комфорта экипажа и уверенного контроля им полета перегрузки не должны превышать 4 - 6 ед. Выбор параметров СА определяется прежде всего требованиями по обеспечению переносимости перегрузок, но маневру и точности посадки и по разработке тепловой защиты. Задача надежного возвращения экипажа на Землю наиболее просто решается путем баллистического спуска с орбиты, при котором перегрузки не превышают 10 ед. Если исходить из обеспечения работоспособности экипажа, аэродинамическое качество должно соответствовать 0,15 - 0,2 при штатном спуске и 0,3 при аварийном с уровнем перегрузок 4 - 5 и 15 ед. При этом в случае управляемого спуска с орбиты при располагаемом аэродинамическом качестве 0,3 с запасом на управление обеспечивается посадка с достаточной точностью отклонение в пределах десятков километров. Из условий теплообмена в двух названных видах спуска целесообразно снижение баллистического параметра. Увеличение в этих целях поверхности СА уменьшение нагрузки на мидель ведет к неоправданным затратам массы. Более рационально повышение коэффициента сопротивления, что прослеживается в проектах всех разработанных кораблей. В случаях когда задан специальный маневр на участке спуска, необходимо повышение аэродинамического качества, которое при требовании межвиткового маневра боковое отклонение - км, например, для посадки в одной точке с трех смежных витков должно быть около 1,5. В то же время повышение аэродинамического качества, способствуя улучшению переносимости перегрузок и точности посадки, ведет к росту массы тепловой защиты, а при развитых несущих поверхностях и к росту массы конструкции. Это сдерживает выбор аэродинамического качества выше значения, необходимого для решения задач спуска. Способ управления движением определяется принятым методом регулирования подъемной силы в полете. Балансировочный угол атаки и аэродинамическое качество можно изменять см. При использовании в тех же целях реактивных двигателей непомерно возрастают расходы топлива, а создание аэродинамических рулей эффективно только для крылатых схем. Широкое распространение получил способ управления путем разворотов СА по крену при постоянном балансировочном угле атаки, не требующий больших управляющих моментов. При нулевом угле крена подъемная сила направлена вверх в плоскости траектории, а при повороте отклоняется в сторону, изменяя вертикальную составляющую, что обеспечивает управление по дальности. Изменение горизонтальной составляющей, включая перевод аппарата с правого на левый крен и наоборот, используется для управления в боковом направлении. Этот способ применяется и в нештатных ситуациях. Так, при отказе системы управления подъемная сила может оказаться направленной вниз, что приведет к недопустимому возрастанию перегрузок, исключить которое можно вращением аппарата по крену режим закрутки. В этом случае среднее значение подъемной силы равно нулю, т. Управление при спуске необходимо для того, чтобы движение шло по принятой траектории с заданной точностью. Источниками отклонения траектории от расчетной могут быть ошибки в условиях входа угол, скорость, координаты , случайные изменения плотности атмосферы и ветровые воздействия, ошибки в определении аэродинамических характеристик и другие факторы. Система управления опирается на измерения текущих траекторных параметров и определяет по ним управляющие воздействия, реализуемые через принятый способ управления развороты по крену ; на точность ее работы влияют инструментальные и методические погрешности. При появлении аэродинамических сил перегрузка около 0,04 ед. Максимальные перегрузки при спуске лежат в диапазоне 3 - 4 ед. Спускаемый аппарат статически устойчив в круговом смысле и способен прийти к расчетному углу атаки даже при нарушении начальной ориентации. Скорость подлета к Земле при возвращении от Луны близка ко второй космической, а в межпланетных полетах превышает ее. При этих условиях возможен переход на низкую околоземную орбиту с последующим спуском, что невыгодно в энергетическом смысле, поэтому более практична схема прямого входа в атмосферу со второй космической скоростью. Границы коридора входа выражаются через высоты условного перигея или углы входа. Аэродинамическое качество при управляемом спуске позволяет расширить коридор входа и повысить точность посадки. Схема движения строится так, что при верхних отклонениях по высоте подъемная сила прижимает СА к Земле, вводя его в нужный коридор траекторий, а в случае крутого входа поднимает траекторию вверх, предотвращая чрезмерный рост перегрузок. Кроме того, аэродинамическое качество может быть направлено на выполнение маневров по дальности и в боковом направлении. Траектории спуска при входе в атмосферу в пределах принятого коридора входа имеют два характерных участка: Кривые перегрузок по времени имеют два пика, соотношение между которыми изменяется в зависимости от начальных условий. Средний уровень перегрузок 5 - 7 ед. Тепловая защита работает в существенно более напряженных условиях, чем при спуске с орбиты см. При разработке тепловой защиты необходимо учитывать наличие двух пиков нагрева и фактор частичного охлаждения конструкции в интервале времени между ними. Особенностью сферической формы является то, что суммарная аэродинамическая сила всегда проходит через геометрический центр, и на всех режимах полета уверенно обеспечивается статическая устойчивость СА. Рассматривались СА баллистического спуска и с аэродинамическим качеством в широком диапазоне, включая крылатые схемы, а также изучались особенности вертикального и горизонтального самолетного способов посадки. Исследования показали необходимость управления движением в атмосфере, достаточность аэродинамического качества около 0,3 как для спуска с орбиты, так и для входа в атмосферу со второй космической скоростью, нерациональность использования в целях возвращения экипажа на Землю крылатых схем в силу больших потерь масс на их реализацию. При этом было решено балансировочный угол атаки обеспечивать весовым эксцентриситетом, а управление движением - разворотами по крену. Одновременно был работай способ перехода в баллистический спуск путем крутки СА. Форма его командного отсека рис. Осесимметричные формы с передним сферическим сегментом получили название сегментальных. У них радиус кривизны переднего сегмента см. Обе формы СА проверены при спусках с первой и второй космическими скоростями и подтвердили рациональность их применения. Основные варианты аппаратов для спуска в атмосфере, типы их форм и особенности приведены в табл. Для защиты СА от аэродинамического нагрева применяются твердые материалы, достаточно стойкие к тепловому и механическому воздействию потока и образующие вместе с тепловой изоляцией внешний слой конструкции СА; этот слой называют тепловой защитой , а материалы - теплозащитными. Среди возможных вариантов тепловой защиты следует назвать излучательные системы, системы с теплопоглощением и абляционные системы. Излучательные системы основаны на применении внешней тонкой оболочки из высокотемпературного материала, которая, будучи нагретой, излучает в пространство тепло, уравновешивающее поток тепла от аэродинамического нагрева. Максимальная допустимая рабочая температура материала оболочки ограничивает условия применения тепловой защиты по поступающему потоку тепла. Системы с теплопоглощением не только излучают тепло, но и накапливают его в материале, теплоемкость которого должна быть высокой, а слой толстым. Абляционные системы абляция - потеря массы при нагреве допускают разрушение внешнего слоя и частичный унос массы тепловой защиты. Происходящие при этом процессы сложны и зависят от применяемого материала. При использовании органического пластика его внешний слой под воздействием тепла подвергается пиролизу, в результате чего появляется коксовый остаток и выделяются газообразные продукты. С течением времени коксовый слой увеличивается и зона разложения опускается в глубину материала. При разложении пластика поглощается значительная часть поступающего тепла, образующиеся газы вдуваются через пористый остаток в пограничный слой, деформируя его. Процесс сопровождается уносом части коксового слоя из-за механического воздействия со стороны потока и догоранием газообразных продуктов. Теплоизоляция корпуса СА обеспечивается непрококсованным слоем абляционного материала и слоем легкого теплоизолятора, если он установлен под первым. Применяют комбинированные и сублимирующие абляционные материалы. В первом случае в материал вводится наполнитель например, стеклянный , который усиливает коксовый слой, а на поверхности плавится и частично испаряется. Материалы такого рода имеют повышенную плотность и прочность. Сублимирующие материалы например, типа фторопласта не образуют коксового остатка, при нагреве переходят из твердой фазы в газообразную и имеют относительно низкую температуру сублимации и малый теплоотвод излучением. При этом поперечные срезы теплозащиты люки, стыки и т. Такая теплозащита проста по конструкции и технологична. Толщина тепловой защиты по поверхности СА, как правило, неравномерна и выбирается с учетом распределения тепловых потоков и заданной температуры корпуса СА. В конструкции теплозащиты должны учитываться свойства материалов в части линейных расширений при нагреве. Целью разработки компоновочной схемы является рациональное размещение экипажа, оборудования и основных элементов конструкции в рамках выбранной для СА формы при условии выполнения требований по его центровке и минимизации массы, функциональных требований и ограничений, а также решения вопросов технологичности и эксплуатации агрегатирование, доступ к оборудованию и т. В процессе поиска компоновочной схемы определяются или уточняются геометрические размеры СА и детали его аэродинамической компоновки. Поэтому с учетом отклонения суммарной аэродинамической силы см. Они имеют индивидуальные ложементы, привязную систему и амортизатор, снижающий перегрузки при приземлении, движение вдоль которого рабочий ход мм сопровождается поворотом кресла вокруг шарнира, расположенного в районе ног космонавта рис. При выбранной позе космонавта обеспечивается переносимость и всех других перегрузок в полете работа РН, ввод в поток парашютов и т. При наличии двух обитаемых отсеков СА должен иметь минимальные размеры см. На основе такой схемы и с учетом возможностей размещения оборудования в подкресельной зоне и на стенках кабины был определен как минимально допустимый и принят диаметр металлического корпуса СА, равный 2 м. Основная часть оборудования размещена на приборных рамах переднего днища, на котором также установлены двигатели мягкой посадки, закрытые при спуске лобовым щитом, сбрасываемым на участке парашютирования. Парашютные системы уложены в герметичных контейнерах и вводятся в поток при сбросе их крышек. Спускаемый аппарат имеет быстрооткрывающийся люк, в тепловой защите которого смонтирована щелевая антенна. Реактивные двигатели малых тяг и питающие их баки с однокомпонентным топливом установлены снаружи гермоконтура. В орбитальном полете СА и орбитальный отсек соединены между собой, а их стык уплотнен так, что образуется единый гер-моконтур. Перед спуском они разделяются с помощью пироуст-ройств. С переходным отсеком см. Опыт эксплуатации КК подтвердил рациональность принятых решений и соответствие технических характеристик СА задачам полетов. Схема аэродинамических сил при движении СА на балансировочном угле атаки и размещение экипажа: V - скорость полета; R - результирующая суммарная аэродинамическая сила; Y - подъемная сила; Q - сила лобового сопротивления; N и Т - нормальная и тангенциальная силы соответственно вариант разложения суммарной силы ; М - аэродинамический момент; абал- балансировочный угол атаки; Р - угол между результирующей силой и линией спины человека; Ф -угол суммарной силы к оси СА; ут - боковое смещение центра тяжести; Xт и Хд - продольные координаты центров тяжести и давления; ЦТ - центр тяжести; ЦД - центр давления. Примерные аэродинамические характеристики СА на сверхзвуковых скоростях. Влияние аэродинамического качества и угла входа на максимальные перегрузки при спуске с орбиты. Характер влияния аэродинамического качества и угла входа на тепловые потоки удельный q и интегральный Q. Схема коридора входа в атмосферу: Основные варианты аппаратов для спуска в атмосфере. Задачи спуска и приземления На этапе возвращения на Землю главные задачи состоят в торможении СА при полете в атмосфере и в обеспечении его посадки. V - скорость полета; R - результирующая суммарная аэродинамическая сила; Y - подъемная сила; Q - сила лобового сопротивления; N и Т - нормальная и тангенциальная силы соответственно вариант разложения суммарной силы ; М - аэродинамический момент; абал- балансировочный угол атаки; Р - угол между результирующей силой и линией спины человека; Ф -угол суммарной силы к оси СА; ут - боковое смещение центра тяжести; Xт и Хд - продольные координаты центров тяжести и давления; ЦТ - центр тяжести; ЦД - центр давления Аэродинамические характеристики При движении любого тела в воздухе на него действуют силы давления, зависящие от скорости, плотности воздуха, формы тела и его положения в потоке. Одним из главных параметров СА является аэродинамическое качество - отношение подъемной силы к силе сопротивления 3. Примерные аэродинамические характеристики СА на сверхзвуковых скоростях Траектории спуска и выбор параметров СА Траектории спуска выбирают с учетом возможностей, создаваемых характеристиками СА, в пределах ограничений по перегрузкам и тепловым режимам, а также требований самой траектории спуска заданный маневр, точность посадки. В расчетах часто используют также параметры: Приведенные параметры определяют соотношение между гравитационными и аэродинамическими силами и являются мерой эффективности или способности последних создавать в полете ускорения, так как 3. В зависимости от аэродинамического качества различают следующие характерные виды спуска: Влияние аэродинамического качества и угла входа на максимальные перегрузки при спуске с орбиты Тепловые потоки , воздействующие на поверхность С А, зависят от аэродинамического качества и угла входа в атмосферу рис. Характер влияния аэродинамического качества и угла входа на тепловые потоки удельный q и интегральный Q Во всех случаях в начальной фазе спуска с точки зрения улучшения тепловых режимов важен не режим максимального качества, а максимально возможный рост коэффициентов сопротивления и подъемной силы или снижение нагрузки на характерную площадь. Спуск при входе в атмосферу со второй космической скоростью Скорость подлета к Земле при возвращении от Луны близка ко второй космической, а в межпланетных полетах превышает ее. Основные варианты аппаратов для спуска в атмосфере Тепловая защита Для защиты СА от аэродинамического нагрева применяются твердые материалы, достаточно стойкие к тепловому и механическому воздействию потока и образующие вместе с тепловой изоляцией внешний слой конструкции СА; этот слой называют тепловой защитой , а материалы - теплозащитными. Компоновочная схема Целью разработки компоновочной схемы является рациональное размещение экипажа, оборудования и основных элементов конструкции в рамках выбранной для СА формы при условии выполнения требований по его центровке и минимизации массы, функциональных требований и ограничений, а также решения вопросов технологичности и эксплуатации агрегатирование, доступ к оборудованию и т. Библиотека по астрономии и космонавтике".
Отделения банка русский стандарт на карте москвы
Новости лада приора 2017
Влияние иностранцев на события в туркестане
Форма расчетного листка по заработной плате приказ
Аис ангарск поиск зарегистрированных детей