Реферат: Искусственные спутники Земли

Искусственные спутники Земли – космические летательные аппараты, выведенные на околоземные орбиты. Они предназначаются для решения различных научных и прикладных задач.

Человечество всегда стремилось к звёздам, они манили к себе как магнит и ни что не могло удержать человека на Земле. Смотря трансляцию футбольного матча по телевизору, у меня часто появляется вопрос: как человеку удаётся передавать события, происходящие за пределами нашего материка. В Югославии идёт война. НАТОвские войска способны поражать цели на огромном расстоянии. Как же им это удаётся? Какую технику они используют? Когда я смотрю фантастику, я задумываюсь о том, сможет ли человек осуществить свои фантазии: летать с огромными скоростями на манёвренных космических объектах, встретиться с внеземными цивилизациями. Задумываясь о своём будущем, мне бы хотелось, чтобы наше государство не прекращало тенденции к развитию космической деятельности, чтобы наша страна не сдавала лидирующей позиции в области космических научных исследований. Ведь мы первыми смогли запустить искусственный спутник Земли, первым полетел в космос гражданин нашей страны, мы единственные смогли установить космическую станцию на околоземной орбите.

Целью своей работы я поставил – ознакомиться с физическими основами полёта космических объектов. Только после этого можно найти ответы на поставленные мной вопросы Из моего реферата вы узнаете о физических основах устройства ракеты, о движении искусственных спутников и посадке космических кораблей, так же вы сможете узнать перспективы ракетной техники.

Физические основы устройства ракеты.

Принцип реактивного движения, открытый Исааком Ньютоном в 1686 году, коротко можно сформулировать так: действие равно и противоположно по направлению противодействию. Но применение этого универсального принципа к решению сложнейшей и увлекательнейшей задачи о полётах на космических кораблях в мировые глубины было блестяще осуществлено нашим гениальным соотечественником К. Э. Циалковским. Именно Циалковский дал полное решение проблемы межпланетных перелётов на основе использования ракеты в качестве средства полёта.

Ракетой, согласно К. Э. Циалковскому, называется всякий реактивный прибор, который двигается в направлении, противоположном направлению струи, образовавшейся в результате сгорания топлива в специальной камере.

Основными частями космической ракеты являются: корпус, двигатели, топливные баки с вспомогательными приборами, система управления, стабилизаторы, кабина.

В обычной одноступенчатой ракете энергия рабочего тела расходуется не вполне рационально – для разгона не только самой ракеты, но и освободившихся от топлива баков, которые уже сделали своё дело и являются лишним грузом. Наиболее выгодна, конечно, самоочищающаяся ракета, в которой непрерывно сгорает не топливо, но и свободные от топлива части баков. Сейчас конструирование таких непрерывных ракет трудно осуществлять по техническим причинам, однако можно сказать, что созданные по идее Циалковского многоступенчатые ракеты – это известное приближение к непрерывным ракетам: они состоят из нескольких ракетных ступеней, которые по мере расхода топлива автоматически или по команде с Земли отделяются от ракеты, освобождая её от бесполезного груза.

В современных ракетах реактивные двигатели работают как на твёрдом, так и на жидком химическом топливе. Основную роль в космических ракетах играют жидкие топлива. С их помощью человек вступил в борьбе с силой земного притяжения и победил. Но сейчас ведутся поиски новых видов твёрдого топлива, которое обладает рядом преимуществ перед жидким. Ракеты на твёрдом топливе могут заправляться задолго до запуска и длительное время находиться на стартовых площадках, готовые в любую минуту взмыть вверх. За рубежом в настоящее время часто применяются комбинированные ракеты, у которых часть ступени работает на жидком топливе, а часть на твёрдом.

Основной характеристикой реактивных двигателей является сила тяги. В соответствии с третьим законом механики при истечении газов появляется ответная сила, толкающая ракету в противоположном направлении. Эта сила и называется силой тяги двигателей. В технике обычно оперируют с удельной тягой, т.е. с тягой, развиваемой двигателем при сгорании 1 кг. топлива в 1 сек. Сила тяги ракетных двигателей вычисляется по формуле: P=cm_сек +S(p_c -p_h ), где m_сек – масса сгораемого топлива, выбрасываемого ежесекундно, т.е. секундный расход топлива, с – скорость истечения газов, р_h – атмосферное давление на высоте h над уровне моря, S – площадь сечения на срезе сопла.

Из формулы видно, что увеличение силы тяги ракетных двигателей теоретически можно получить различным образом. Например, можно добиться увеличения скорости истечения газов или площади выходного сечения. Однако на практике увеличение тяги представляет собой сложнейшую задачу. Так, например, увеличение площади приводит к увеличению силы сопротивления воздуха и, следовательно, к торможению. Скорость истечения газов также не может увеличена беспредельно. Поэтому выбирают оптимальное, т.е. наиболее выгодное и целесообразное решение с учётом многих факторов. Это решение получается в результате многочисленных экспериментов в различных атмосферных и климатических условиях.

Одним из главнейших условий для осуществления межпланетных перелётов при помощи космических ракет является выбор топлива. Под ракетным топливом понимают совокупность горючего и окислителя (так как полёт ракеты может происходить и в безвоздушном пространстве, то окислитель должен быть на борту ракеты). В качестве горючего применяют жидкие углеводородные соединения: керосин, спирт, газойль, соединение азота с водородом – гидразин и т.п. В качестве окислителя используют, например, жидкий кислород, перекись водорода, азотную кислоту.

Чтобы получить более полное представление об эффективности различных горючих и окислителей, приведём таблицу вычисленных Зенгером максимальных теоретических скоростей истечения газов.

Горючее	Максимальные теоретические скорости истечения, м/сек
	Окислители
	Перекись водорода	Азотная кислота	Кислород	Озон	Фтор
Водород	4630	4570	5640	6095	6500
Октан	4190	3810	4610	5090	4920
Углерод	3860	3540	4320	4790	3975
Этиловый спирт	3980	3700	4400	4840	4750
Метиловый спирт	3900	3640	4245	4640	4650
Анилин	3980	3710	4470	4765	4570
Виниловый спирт	3990	3740	4445	4890	4520
Гидразингидрат	3960	3760	4280	4610	5610

Однако максимальную скорость истечения газов (7310 м/сек) даёт реакция чистого озона с чистым бериллием. Но, конечно, в реальных условиях ни одну из приведённых теоретических скоростей истечения достигнуть не удаётся из-за влияния многих побочных факторов, таких, как неполная реакция в камере сгорания, потери тепловой энергии, невозможность достижения теоретического коэффициента расширения газов и др.

Ценность ракетных топлив обусловливается не только скоростью истечения газов, но и взрывной безопасностью, удельным весом, стоимостью и ядовитостью. Из приведённой таблицы видно, что одним из наиболее эффективных окислителей является фтор, широко распространенный в природе. Но он обладает и недостатками. Трудность применения фтора связана с его ядовитостью и коррозийной активностью. Ядовитость фтора не будет играть роли, если его использовать окислителем во второй и последующих ступенях ракеты. В этом случае атмосфера вблизи стартовой площадки не будет отравляться. Но фтор кипит при температуре –180 градусов, поэтому для его хранения приходится использовать двустенные сосуды. Заправка в ракеты фтора должна производиться перед самым стартом.

Даже из немногих приведённых примеров видно, насколько сложен выбор горючего и окислителей.

Три космические скорости.

В первое время после запуска искусственного спутника Земли часто можно было слышать вопрос: "Почему спутник после выключения двигателей продолжает обращаться вокруг Земли, не падая на Землю?". Так ли это? В действительности спутник "падает" – он притягивается к Земле под действием силы тяжести. Если бы не было притяжения, то спутник улетел бы по инерции от Земли в направлении приобретённой им скорости. Земной наблюдатель воспринял бы такое движение спутника как движение вверх. Как известно из курса физики, для движения по кругу радиуса R тело должно обладать центростремительным ускорением a=V² /R, где а – ускорение, V – скорость. Поскольку в данном случае роль центростремительного ускорения играет ускорение силы тяжести, то можно написать: g=V² /R. Отсюда нетрудно определить скорость V_кр , необходимую для кругового движения на расстоянии R от центра Земли: V_кр ² =gR. В приближённых расчётах принимается, что ускорение силы тяжести постоянно и равно 9,81 м/сек² . Эта формула справедлива и в более общем случае, только ускорение силы тяжести следует считать переменной величиной. Таким образом, мы нашли скорость кругового движения. Какова же та начальная скорость, которую нужно сообщить телу, чтобы оно двигалось вокруг Земли по окружности? Нам уже известно, что чем большую скорость сообщить телу, тем на большее расстояние оно улетит. Траектории полёта будут эллипсами (мы пренебрегаем влиянием сопротивления земной атмосферы и рассматриваем полёт тела в пустоте). При некоторой достаточно большой скорости тело не успеет упасть на Землю и, сделав полный оборот вокруг Земли, возвратится в начальную точку, чтобы вновь начать движение по окружности. Скорость спутника, движущегося по круговой орбите вблизи земной поверхности, называется круговой или первой космической скоростью и представляет собой ту скорость, которую нужно сообщить телу, чтобы оно стало спутником Земли. Первая космическая скорость у поверхности Земли может быть вычислена по приведенной выше формуле для скорости кругового движения, если подставить вместо R величину радиуса Земли (6400 км), а вместо g – ускорение свободного падения тела, равное 9,81 м/сек² . В результате найдём, что первая космическая скорость равна V_кр =7,9 км/сек.

Познакомимся теперь со второй космической или параболической скоростью, под которой понимают скорость, необходимую для того, чтобы тело преодолело земное тяготение. Если тело достигнет второй космической скорости, то оно может удалиться от Земли на любое сколь угодно большое расстояние (предполагается, что на тело не будут действовать никакие другие силы, кроме сил земного тяготения).

Проще всего для получения величины второй космической скорости воспользоваться законом сохранения энергии. Совершенно очевидно, что после выключения двигателей сумма кинетической и потенциальной энергии ракеты должна оставаться постоянной. Пусть в момент выключения двигателей ракета находилась на расстоянии R от центра Земли и имела начальную скорость V (для простоты рассмотрим вертикальный полёт ракеты). Тогда по мере удаления ракеты от Земли скорость её будет уменьшаться. На некотором расстоянии r_max ракета остановится, так как её скорость обратится в ноль, и начнёт свободно падать на Землю. Если в начальный момент ракета обладала наибольшей кинетической энергией mV² /2, а потенциальная энергия была равна нулю, то в наивысшей точке, где скорость равна нулю, кинетическая энергия обращается в ноль, переходя целиком в потенциальную. Согласно закону сохранения энергии, находим:

mV² /2=fmM(1/R-1/r_max ) или V² =2fM(1/R-1/r_max ).

полагая r_max ,бесконечно, найдём значение второй космической скорости:

V_пар = 2fM/R = 2 fM/R = 2 V_кр .

Оказывается, она превышает первую космическую скорость в 2

раз. Если вспомнить, что ускорение свободного падения g=fM/R² , то приходим к формуле V_пар = 2gR . Чтобы определить вторую космическую скорость у поверхности Земли, следует в эту формулу подставить R=6400км, в результате чего получим: V_кр »11,19 км/сек

--> ЧИТАТЬ ПОЛНОСТЬЮ <--