Главная страница >  Хронология 

Оберт Г. «Пути осуществления космических полетов»

ПОДЪЕМ РАКЕТ

Глава VIII

a — опорное ускорение.

Принятые обозначения

c — скорость истечения газов.

b — ускорение.

g — ускорение силы тяжести на рассматриваемой высоте.

e — основание натуральных логарифмов.

h — высота над центром Земли.

g0 — ускорение силы тяжести на поверхности Земли.

m0 — начальная масса.

m — масса.

mL — расход массы, обусловленный сопротивлением воздуха.

m1 — конечная масса.

s — высота ракеты над землей.

r — радиус Земли.

v — скорость по отношению к месту старта.

t — время.

vp — параболическая скорость.

v — оптимальная скорость по выражению (31).

G — вес ракеты.

F — наибольшее поперечное сечение ракеты.

L — сопротивление воздуха.

H — высота, на которой плотность воздуха уменьшается в е раз; H как индекс относится к наибольшему абсолютному сопротивлению воздуха.

P — реактивная сила.

M — конечная масса в предположении, что сопротивление воздуха отсутствует.

— балистический коэффициент.

Q — сила, равная L + G.

Здесь также входит величина

— угол между направлением ускорения и горизонталью.

Величина m0 не входит в формулу (70). Это также понятно. Расход топлива на преодоление сопротивления воздуха влияет на величину массы ракеты, но зависит лишь от величины, формы ракеты и скорости полета, а не от начальной массы и удельного веса.

Это станет понятным, если учесть, что сопротивление воздуха противодействует относительно сильнее пустой ракете, чем полной, и что вся формула имеет в своей основе закон импульсов.

которое получается из (68), если пренебречь сопротивлением воздуха, т.е. если принять, что 0 или равны нулю. Тогда

Влияние сопротивления воздуха на расход массы определится, если поделить выражение (68) на равенство

Таким образом необходимо выбирать с и m0 возможно большими, a F — возможно малым. В отношении 0 выбор вряд ли возможен, большим ракетам придется стартовать с водной поверхности, т.е. в большинстве случаев с поверхности моря.

Отсюда можно заключить, что m останется положительной (это значит, что ракета проникнет сквозь атмосферу) только в том случае, когда второй член правой части уравнения будет меньше единицы, т.е. когда

Наряду с расходом на преодоление сопротивления воздуха масса расходуется также и на преодоление силы тяжести; при вертикальном подъеме модели Е на преодоление силы тяжести расходуется больше массы, чем на преодоление сопротивления воздуха. Сопротивление воздуха в начале полета благодаря небольшой скорости полета невелико, затем оно увеличивается, под конец опять уменьшается и, наконец, перестает действовать совсем. Максимум значения сопротивления воздуха LH и можно определить, если продифференцировать L no t или, еще лучше, ln L по t [см. (66)], так как, если L имеет максимум, то и ln L будет его иметь:

Как видно из формулы, уменьшение ускорения b влияет, по крайней мере в начальный момент, благоприятно на сопротивление воздуха. Этим выражается лишь то, что сопротивление воздуха тем меньше, чем медленнее летит ракета. В дальнейшем, однако, при увеличении пределов интегрирования начальное благоприятное влияние прекращается, так как, чем медленнее летит ракета, тем больше сказывается вредное действие силы тяжести. Но совершенно независимо от этого, мы будем принимать ускорение b настолько большим (не достигая наивыгоднейшей скорости), насколько это допустимо с точки зрения воздействия на человеческий организм.

откуда следует:

Максимальное значение L (мы его обозначаем через LH) будет получено обычным путем. Приняв = const, будем иметь

Так как желательно, чтобы резервуары в ракете, работающей на водороде, находились под слабым давлением, а их стенки были возможно тонкими, то необходимо, чтобы такая ракета помещалась в герметически закрывающейся толстостенной оболочке, которая раскрывается лишь тогда, когда горючее ракеты, работающей на спирте, израсходовано и сопротивление воздуха уменьшилось.

Полученные величины интересуют нас постольку, поскольку на этой высоте ракета с человеком претерпевает наибольший риск быть раздавленной сопротивлением воздуха. Внутреннее давление в ее резервуарах должно быть таким, чтобы выдержать действие сопротивления воздуха. Если они выдержат на этой высоте, то они выдержат на всей траектории полета .

Замедление, т.е. потерю скорости из-за сопротивления воздуха, мы найдем, если силу сопротивления L поделим на массу ракеты, или, что то же, силу сопротивления воздуха, приходящуюся на 1 см поперечного сечения, поделим ка нагрузку на поперечное сечение и частное от деления умножим на 9,81 (нагрузка на поперечное сечение модели Е будет на этой высоте 0,925). Замедление, таким образом, равно:

Для H = 7300 м и b = 30 м/сек находим tH = 22,0 сек. и vH = 661 м/сек. Сила сопротивления воздуха составит здесь ( принято 1/24) LH = 6690 кг/м = 0,669 кг/см

(При конструировании необходимо следить за тем, чтобы к этому времени t было L/m g) Непосредственное вычисление этой величины настолько сложно и требует так много труда, что ее нецелесообразно здесь уточнять. В правильности формулы (76) для каждого конкретного случая можно убедиться, если составить таблицу или диаграмму относительного замедления для вертикального подъема ракеты с пассажирами.

В ближайшие секунды после этого замедление будет еще несколько большим, так как знаменатель m дроби L/m уменьшается все время, между тем как числитель L вблизи своего максимума можно с известным приближением считать постоянным. Максимум замедления будет при

необходимо установить зависимость от v, т.е. от bt. Однако сейчас об этом рано говорить, ибо пройдет еще много лет до старта модели Е, и, кроме того, точное значение можно будет установить лишь после подъема.

При подсчете выражения

В своих расчетах мы принимаем, что в пределах 0 — 300 м/сек и свыше 460 м/сек величина постоянна. Затем вводим новую переменную

Как показал Роте, кривая значений не имеет одинаковой формы для всех снарядов, и можно ожидать, что модель Е при ее габаритах и ее больших стабилизирующих поверхностях будет иметь другие коэффициенты сопротивления, чем аналогичные по форме артиллерийские снаряды. Если известен точный вид кривой сопротивления, то по ней можно построить функцию v, которая даст с достаточным приближением. Интерполяция должна давать особенно точное соответствие при v = 800 м/сек, потому что в этой области относительное замедление от сопротивления воздуха является наибольшим [ср. (76)]. Кроме того, необходимо стремиться, чтобы при назначении этой функции ее аналитическое выражение допускало интегрирование в элементарных функциях (если интегрирование не проводится графически, что здесь особенно желательно).

Это выражение может быть представлено в виде

и приводим интеграл (77) к такой форме:

Действительно,

Здесь буквами А — G обозначены постоянные. Интеграл не берется в элементарных функциях, но легко разлагается в хорошо сходящийся степенной ряд, а для x 1 может быть сведен к еще быстрее сходящимся интегралам

В интервале значений от 300 до 400 м/сек можно принять изменение значений по параболе третьего порядка вида H + Ix + Kx + Lx для которой интегрирование выполняется аналогично приведенному Этим путем находим, что потеря скорости от сопротивления воздуха составит

и дальше:

В формуле (68) было сделано предположение, что величины b и g имеют постоянные значения, но в действительности только сумма b + g = a является постоянной, в то время как

В случае вертикального подъема модели Е необходимо, чтобы идеальная скорость vx была на 300 м/сек больше, чем в случае полета в совершенно разреженной атмосфере или при бесконечно тяжелой ракете.

Совсем другое получится, если при вертикальном подъеме ракеты принимать g постоянными до того момента, когда скорость ракеты станет параболической . Здесь ошибка может оказаться порядка 1 км/сек. В этом случае необходимо учитывать изменение силы тяжести. Задача эта решается, но результаты имеют только теоретический интерес, так как в ближайшей главе будет показано, что для ракеты с пассажирами вертикальный подъем не является наилучшим и что с наименьшей потерей энергии она пролетит, если во время работы двигателя полет ее будет совершаться параллельно воздушному океану. Так как формулы, учитывающие переменное значение g при вертикальном подъеме, достаточно сложны, можно ограничиться здесь установлением границ, в которых может колебаться величина потери скорости из-за влияния силы тяжести.

Однако для расчета подъема в области земной атмосферы такой точности не требуется, так как формулой (68) приходится пользоваться лишь для высот до 150 км. При больших высотах сопротивлением воздуха можно пренебречь и, следовательно, применять значительно более простые формулы. На высоте 150 км над поверхностью земли ускорение силы тяжести g = 0,95 g Так как сила тяжести на подъеме до этой высоты приводит к потере скорости в 100 м/сек, то, приняв g = g получим ошибку меньше, чем 0,5·100=5 м/сек. Если же пользоваться средним значением g, то ошибка будет исключительно мала, и, например, при gm = 0,98 g0, она станет меньше 1 м/сек.

Если обозначить через vp параболическую скорость, через r —радиус Земли и через s — путь, на котором должен работать двигатель ракеты, чтобы она получила параболическую скорость, то из формул (57), (60) и (58) получим:

Таким образом ставится задача о сообщении ракете параболической скорости. Делаем упрощающее предположение, что g — постоянно. Тогда и ускорение постоянно (b = a — g).

Сравнивая обе величины, получим:

Затем для равноускоренного движения (при постоянном b)

В этом случае идеальная скорость была бы

Принимаем, что за все время работы двигателя g = g0 = 10 м/сек . Тогда из (80) получаем: s = 1 970 км; vp = 9 850 м/сек.

Если же при определении потери скорости под действием силы тяжести исходить из этого малого значения g, то

Так как при достижении параболической скорости ускорение силы тяжести составит только 5,75 м/сек , то, принимая опорное ускорение 35 м/сек , получим фактическое ускорение b в последнюю секунду полета равным 29,25 м/сек . Если бы в расчетах принять это значение ускорения, то получилось бы vp = 10 040 м/сек

При этом значение идеальной скорости лежит не в середине между этими пределами, а существенно ближе к высшему пределу (около 13 700 м/сек), так как ракета во время подъема большую часть времени находится под влиянием более сильного поля тяжести.

Таким образом при опорном ускорении, равном 35 м/сек , 12 300 м/сек vx 14 080 м/сек.

При опорном ускорении (гипотетическом) 70 м/сек g. В случае, если скорость vn будет меньше v1, то полное замедление из-за сопротивления воздуха будет соответственно меньше:

При опорном ускорении 40 м/сек получим: 12 720 м/сек vx 13 630 м/сек.

Для случая v1 = 1000 м/сек и при соответствующих других величинах получается, например,

т.е. в vn/v1 раз меньше

В этом случае интергал L/m1dt следует поделить на синус угла наклона траектории в момент окончания работы двигателя. Мы выбираем угол наклона траектории к горизонту в начальный момент перехода на полет по инерции по тем же соображениям, по которым мы пришли к выводу, что Q должно быть верным в начале полета.

(точнее 69 м/сек; разница так мала отчасти потому, что различные неточности, которые допускались, погасили друг друга). Для v1 = 10 000 м/сек отношение L1/m1 = 3 м/сек (здесь s больше, а поэтому и H, а следовательно, и содержание водорода в воздухе больше ), полное замедление составляет 2,2 м/сек, т.е. исчезающе малую величину. Наклонный подъем ракеты

Следует вкратце остановиться на вопросах приземления ракет дальнего действия, снабженных парашютами. (Эти расчеты непригодны для рассмотрения полета межпланетных ракет, входящих в атмосферу горизонтально со скоростью, большей круговой .)

При повторном вступлении ракетного снаряда в область земной атмосферы расчет сопротивления воздуха следует производить так же, как и для артиллерийских снарядов, пользуясь методами балистики.

О последнем участке полета достаточно сказать несколько слов. Скорость здесь определяется тем, что сопротивление воздуха равно весу.

Они вступают в воздушную атмосферу со скоростью 2 — 7 км/сек и под углом opt, подсчитанным для этой скорости по формуле (0) предыдущей главы. Парашют раскрывается и ракета приземляется со скоростью ve.

(обозначения те же, что и в гл. V).

По (27) получим: F ve = m1 g (a)

Более подробно необходимо рассмотреть участок траектории, на котором происходит торможение, причем расчеты можно значительно упростить, не принимая во внимание в первом приближении ускорение силы тяжести g. Вначале ракета ведет себя примерно так, как тело, предоставленное самому себе в мировом пространстве, и изменение скорости благодаря силе тяжести в течение этого короткого времени не имеет существенного значения по сравнению со скоростью порядка нескольких км/сек. В дальнейшем опорное ускорение становится настолько большим, что по сравнению с ним силою тяжести можно пренебречь, тем более, что в это время опорное ускорение определяется лишь сопротивлением воздуха. Только для конца периода торможения такие методы расчета теоретически недопустимы; однако эта часть траектории полета нас в дальнейших исследованиях не интересует. Кроме того, упростить расчеты можно тем, что рассматриваемый нами короткий участок будем считать прямолинейным.

На больших высотах ve благодаря меньшему сопротивлению воздуха имеет большее значение:

Здесь 0 — плотность воздуха на поверхности земли, а остальные обозначения — те же, что и в гл. V.

Определяем замедление:

где s — отрезок прямолинейной траектории полета ракеты, продолженный до поверхности земли; S — расстояние, которое должна пройти ракета, чтобы сопротивление воздуха увеличилось в е раз.

Дальше имеем [см. (34)]:

Умножением равенства (с) на dt/v и с учетом (d) и (е) получим:

Далее, ds = - vdt

Здесь v0 — скорость вне атмосферы, v — скорость в исследуемой точке траектории, 1 — давление воздуха вне атмосферы (естественно, равное нулю).

откуда после интегрирования с использованием (d) получим:

Если принять во внимание (с) и (е), то замедление составит

В конечном итоге получаем:

в то время как из (d)

Значение vdv определяем из (g):

Таким образом можно легко подсчитать b (изменение значений b см. на фиг. 36,с).

следовательно,

К сожалению, чтобы не перегружать книгу, мы не можем на этом остановиться более подробно.

Как только будет найдена зависимость между путем, скоростью и ускорением, вычисление остальных величин, входящих в формулы, не представит особых трудностей .

Плотность воздуха, при которой опорное ускорение будет максимальным, может быть найдена, если продифференцировать b по из (i):

Необходимо лишь рассмотреть максимальное значение замедления, для того чтобы установить прочность строп парашюта и величину опорного ускорения, которому подвергается груз.

Интересно отметить, что F, и m1 не входят в выражение для bmax.

Если это значение подставить в (i), то получим максимальную величину замедления

Согласно гл. V, S = H cosec , если через обозначить угол между траекторией и горизонтом. Для регистрирующей ракеты, поднимающейся, например, вертикально вверх, = 90°

Необходимо еще заметить, что мы приняли простой парашют, у которого (F )/m1 остается постоянным. Кривая значений b будет, однако, совершенно иной, если снабдить парашют предохранительными клапанами, которые откроются, когда разность давлений между внешней и внутренней сторонами будет слишком большой (см. фиг. 36,b).

что при v1 = 1ООО м/сёк составит 25,8 м/сек , или 2,6 ускорений силы тяжести.

и

где х определяется из формулы (а) гл. VII:

Ракеты дальнего действия лучше всего поднимаются вверх под углом, определяемым по формуле (о) гл. VII. Само собой понятно, что под этим же углом они возвращаются опять в атмосферу. Из формулы (о) гл. VII следует

Для дальности полета 1000 км v1 = 3160 м/сек и bmax составит 18 ускорений силы тяжести; для дальности 2000 км bmax будет больше примерно в 2 раза, т.е. составит 36 ускорений силы тяжести.

Тогда

Для

Для того чтобы определить наибольшее bx, которое может наступить в наиболее неблагоприятных условиях, а также соответствующие ему величины дальности полета и конечной скорости, необходимо в формуле (n) продифференцировать b по x. Подсчет намеченных здесь экстремальных значений легче провести, если дифференцировать не саму величину b, а ее логарифм ln b.

Соответственно конечная скорость составит по формуле (а) гл. VII v1 = 6830 м/сек и дальность полета — 8150 км. Замедление достигнет при этом 53,5 ускорения силы тяжести.

получим x = 0,74926

При этом необходимо принять во внимание, что при помощи упомянутых уже выше парашютных клапанов возможно снизить максимальную величину опорного ускорения до четверти подсчитанного здесь значения.

Ракета весом 50 кг нагрузит в этом случае стропы парашюта силой 50 53,5 = 2675 кг.

Это может наступить, если скорость уменьшилась, например, до v Пока работают клапаны парашюта, скорость благодаря постоянному замедлению равна v = v2 - b2t (o)

Принцип действия парашютных клапанов заключается в следующем. Парашют не допускает, чтобы сопротивление воздуха было больше, чем, например, b2m Как только оно начинает превышать эту величину, воздух открывает клапаны парашюта и частично проходит через них так, что сила торможения этим соответственно уменьшается. Таким образом торможение остается так долго постоянным и равным b2, пока вследствие продолжающегося уменьшения скорости получится, что

и соответственно плотность воздуха составит

Путь, пройденный ракетой за время действия клапанов,

Вообразим себе ракету с простым парашютом. Пусть массы реальной и воображаемой ракет будут одинаковыми и парашют реальной ракеты будет при закрытых клапанах иметь ту же тормозящую силу, что и парашют воображаемой ракеты. И, наконец, пусть эта воображаемая ракета летит возле реальной с той же скоростью. Сопротивление воздуха для воображаемой ракеты составит L1 = F v

Значение 2 может быть получено из формулы (i) графическим путем или подбором, так как остальные величины входящие в формулу, даны. Если получено значение 2 можно вычислить v2

или при учете формулы (r)

После некоторых преобразований, принимая во внимание формулу (q), получим:

Таким образом в этом месте

Точка, где клапаны опять закроются, может быть определена, исходя из того, что здесь Li должно быть равно реальному сопротивлению воздуха.

достроим кривую

Эта точка может быть лучше всего найдена графически. Положим, хотя бы

Известный интерес представляет также вопрос о том, когда эти клапаны при определенной скорости и определенном, еще допускаемом максимальном замедлении b2 используются наиболее эффективно. Это будет, очевидно, тогда, когда Li достигнет максимума по сравнению с наивысшим допускаемым cопротивлением воздуха.

и на кривой найдем место, где z = l.

Это выражение, очевидно, будет равно нулю, если y = v = 2 b2 S

Из формулы (t) следует:

Тогда ; — угол подъема траектории относительно горизонта.

После того как скорость достигнет значения v3, клапаны закроются и парашют будет опять действовать, как обычная Конструкция. В дальнейших расчетах будем соответственно исходить из формулы (f), принимая для начальных значений скорости и давления воздуха величины v3 и 3.

Вследствие действия опорного ускорения на организм человека самолеты с людьми не смогут лететь с оптимальной скоростью и потери на преодоление сопротивления воздуха и силы тяжести будут всегда наименьшими при вертикальном подъеме. Если принять 90°, то

Формулы для подъема ракеты с оптимальной скоростью были приведены нами в гл. V и там же было показано, что ракета используется наилучшим образом, если поднимается вертикально. Но, как будет показано в последующих главах, некоторые обстоятельства могут привести к тому, что при наклонном подъеме все же будет экономиться топливо.

При спуске несущие поверхности могут значительно увеличить дальность. Если, например, ракета дальнего действия без них спускается под углом 45° со скоростью 2 км/сек, то, согласно гл. VII, она пройдет расстояние 400 км. Если же эта ракета летит горизонтально и спуск происходит с высоты 50 км, причем она снабжена несущими поверхностями, то дальность, достигает 1350 км (подробнее об этом см. гл. XV).

При этом мы еще не учли потерь на трение о несущие поверхности, которых нет у обычных ракет. Таким образом можно притти к выводу, что наклонный полет ракеты с несущими поверхностями не сможет облегчить задачу проникновения в межпланетное пространство.

Если обозначить через y высоту над поверхностью земли и чеоез s — пройденный путь, то получим:

В данном случае имеем b + g sin = ; L = F v

Интересно, что при наклонном подъеме, если только он происходит по прямой, сопротивление воздуха достигает наибольшего значения на высоте Н км, в то время как относительное замедление достигает высшего значения на высоте, большей на 3—5 км.

Из этих выражений следует:

После интегрирования этого уравнения получим:

Если же ракета поднимается по кривой, то, пользуясь формулой (96), следует составить уравнение





Далее:
Полёты для испытаний КА.
ЭКИПАЖ ФОРМИРУЮТ ПСИХОЛОГИ.
Психофизиологические механизмы восприятия времени.
Восемнадцать суток в космосе.
140 суток над планетой.
КОСМИЧЕСКАЯ СВЯЗЬ — ПЕРВЫЕ ОПЫТЫ.
Стромский И.В. «Космические порты мира».
Пытаясь подвести итоги.
Хантсвилл. Москва.


Главная страница >  Хронология