7.1.7. CALENTAMIENTO LÁSER Periodo inicial. El láser (abreviatura de Light Amplification by Stimulated Emission of Radiation) se creó en la segunda mitad del siglo XX. y encontró alguna aplicación en tecnología eléctrica. La idea del proceso de emisión estimulada fue expresada por A. Einstein en 1916. En los años 40, V.A.

Animación

Descripción

El calentamiento aerodinámico es el calentamiento de cuerpos que se mueven a gran velocidad en el aire u otro gas. El calentamiento aerodinámico es el resultado del hecho de que las moléculas de aire (gas) que vuelan sobre el cuerpo se frenan cerca del mismo. Si el vuelo se realiza desde velocidad supersónica, el frenado se produce principalmente por la onda de choque que surge delante del cuerpo. Cuando las moléculas de aire desaceleran en la capa límite, directamente en la superficie del cuerpo, aumenta la energía de su movimiento caótico, lo que conduce a un aumento de la temperatura del gas en esta capa y al calentamiento aerodinámico del cuerpo. Por ejemplo, cuando un avión supersónico vuela a una velocidad de 1 km/s, la temperatura de estancamiento es de aproximadamente 700 K, y cuando la nave espacial entra en la atmósfera de la Tierra a la primera velocidad de escape (~7,6 km/s), la temperatura de estancamiento alcanza 8300 K. Si en el primer caso la temperatura del revestimiento del avión puede estar cerca de la temperatura de estancamiento, en el segundo caso la superficie de la nave espacial inevitablemente comenzará a colapsar debido a la incapacidad de los materiales para soportar temperaturas tan altas.

La temperatura máxima a la que se puede calentar un gas en las proximidades de un cuerpo en movimiento se aproxima a la llamada temperatura de estancamiento T0:

,

¿Dónde está la temperatura del aire entrante?

V - velocidad de vuelo del cuerpo;

c p es la capacidad calorífica específica del gas a presión constante.

A medida que aumenta la velocidad del cuerpo, aumenta la temperatura del aire detrás de la onda de choque y en la capa límite.

El grado de calentamiento aerodinámico depende significativamente de la forma de la carrocería, lo que se tiene en cuenta introduciendo el coeficiente de resistencia aerodinámica Cx. Hay dos tipos de calentamiento aerodinámico: convectivo y por radiación. El calentamiento convectivo es la transferencia de calor desde la región de la capa límite a la superficie de un objeto en movimiento mediante conducción y difusión. El calentamiento radiativo es la transferencia de calor debido a la radiación de moléculas de gas. La relación entre los flujos de calor por convección y radiación depende de la velocidad del objeto. Hasta los valores de la primera velocidad cósmica predomina el calentamiento convectivo; a la segunda velocidad cósmica (~11200 m/s), los flujos de convección y radiación son aproximadamente iguales, y a velocidades superiores a 13000 m/s, la radiación se vuelve el flujo de calor predominante.

Las características del calentamiento aerodinámico de los gases se estudian en unas instalaciones denominadas tubos de choque. Una onda de choque puede ser creada por una explosión, una descarga eléctrica, etc.

Características de tiempo

Hora de inicio (registro de -1 a 2);

Toda la vida (registro tc de 13 a 15);

Tiempo de degradación (log td de -1 a 2);

Momento de desarrollo óptimo (log tk de 1 a 2).

Diagrama:

Implementaciones técnicas del efecto.

Implementación técnica del efecto.

Asociado al calentamiento aerodinámico está el problema de la "barrera térmica" que surge al crear aviones y vehículos de lanzamiento supersónicos. El calentamiento aerodinámico juega un papel importante durante el regreso de las naves espaciales a la atmósfera terrestre, así como cuando entran en la atmósfera de los planetas a velocidades del orden de la segunda velocidad cósmica y superiores. Para combatir el calentamiento aerodinámico se utilizan sistemas especiales de protección térmica.

El calentamiento aerodinámico suele jugar un papel negativo. Para combatir el calentamiento aerodinámico, los aviones están equipados con sistemas especiales de protección térmica. Existen métodos activos y pasivos de protección térmica. En los métodos activos se introduce un refrigerante gaseoso o líquido en la superficie protegida. El refrigerante gaseoso, por así decirlo, bloquea la superficie de los efectos de las altas temperaturas. ambiente externo, y el refrigerante líquido que se forma en la superficie película protectora, absorbe el calor que se acerca a la superficie como resultado del calentamiento y evaporación de la película, así como del posterior calentamiento del vapor. Con los métodos de protección térmica pasiva, el impacto del flujo de calor es absorbido por una capa exterior especialmente diseñada o un revestimiento especial aplicado a la estructura principal. La más extendida es la protección térmica mediante superficies degradables, en las que el flujo de calor se gasta en procesos de fusión, evaporación, sublimación y reacciones químicas. Los materiales de dichos recubrimientos son fibra de vidrio y otros plásticos con aglutinantes orgánicos y organosilicios. El carbono y las composiciones de carbono también son prometedores.

El cálculo aerodinámico es el elemento más importante del estudio aerodinámico de una aeronave o de sus partes individuales (cuerpo, alas, cola, dispositivos de control). Los resultados de dichos cálculos se utilizan en cálculos de trayectorias, para resolver problemas relacionados con la fuerza de los objetos en movimiento, para determinar rendimiento de vuelo LA.

Al considerar las características aerodinámicas, se puede utilizar el principio de dividir las características en componentes individuales para carrocerías aisladas y superficies de carga (alas y cola), así como sus combinaciones. En este último caso, las fuerzas y momentos aerodinámicos se determinan como la suma de las características correspondientes (para un cuerpo, alas y cola aislados) y las correcciones de interferencia debidas a los efectos de interacción.

Las fuerzas y momentos aerodinámicos se pueden determinar mediante coeficientes aerodinámicos.

A partir de la representación de la fuerza aerodinámica total y del momento aerodinámico total en proyecciones sobre los ejes de velocidad y sistemas de coordenadas relacionados, respectivamente, se aceptan los siguientes nombres de coeficientes aerodinámicos: - coeficientes aerodinámicos de resistencia, fuerza lateral de elevación; Coeficientes aerodinámicos de momentos de balanceo, guiñada y cabeceo.

El método presentado para determinar las características aerodinámicas es aproximado. La figura muestra un diagrama del cohete, aquí L es la longitud del avión, dm es el diámetro del cuerpo del avión, es la longitud de la nariz, l es la envergadura del ala con la parte ventral (Fig. 1).

avión cohete con motor de dirección

Fuerza de elevación

La fuerza de elevación está determinada por la fórmula.

donde es la presión de velocidad, es la densidad del aire, S es el área característica (por ejemplo, el área sección transversal fuselaje), - coeficiente de sustentación.

El coeficiente suele determinarse en el sistema de coordenadas de velocidad 0xyz. Junto con el coeficiente se tiene en cuenta también el coeficiente de fuerza normal, que se determina en el sistema de coordenadas correspondiente.

Estos coeficientes están relacionados entre sí por la relación

Imaginamos el avión como un conjunto de las siguientes partes principales: la carrocería (fuselaje), las superficies de carga delanteras (I) y traseras (II). En pequeños ángulos de ataque y ángulos de desviación de las superficies de apoyo, las dependencias son casi lineales, es decir, se pueden presentar en la forma.

aquí y son los ángulos de deflexión de las superficies de carga delantera y trasera, respectivamente; y son los valores de y en; , - derivadas parciales de los coeficientes con respecto a los ángulos, y, tomados en.

Los valores para aviones no tripulados son en la mayoría de los casos cercanos a cero, por lo que no se consideran más a fondo. Las superficies de apoyo traseras se utilizan como controles.

Determinación del coeficiente.

encontremos la derivada:

En ángulos de ataque pequeños y para, podemos decir, entonces se forma la igualdad (2). Imaginemos la fuerza normal del avión como la suma de tres términos

cada uno de los cuales se puede expresar mediante el correspondiente coeficiente de fuerza normal:

Dividiendo la igualdad (3) término por término y quitando la derivada con respecto a, obtenemos en el punto 0

Dónde; - coeficientes de desaceleración del flujo;

; ; - áreas relativas de piezas de aeronaves.

Consideremos con más detalle las cantidades incluidas en el lado derecho de la igualdad (4).

El primer término tiene en cuenta la fuerza normal del propio fuselaje, y en ángulos de ataque bajos es igual a la fuerza normal del fuselaje aislado (sin tener en cuenta la influencia de las superficies de carga)

CALEFACCIÓN AERODINÁMICA- calentamiento de cuerpos que se mueven a gran velocidad en aire u otro gas. Un. inextricablemente vinculado con resistencia aerodinámica, qué cuerpos se prueban durante el vuelo en la atmósfera. La energía gastada para superar la resistencia se transfiere parcialmente al cuerpo en forma de energía anatómica. Consideración de lo físico Es conveniente realizar los procesos que determinan A. N. desde el punto de vista de un observador situado sobre un cuerpo en movimiento. En este caso, se puede notar que el gas que fluye hacia el cuerpo se desacelera cerca de la superficie del cuerpo. En primer lugar, el frenado se produce en onda de choque, formado delante del cuerpo si el vuelo se produce a velocidad supersónica. Una mayor desaceleración del gas se produce, como a velocidades de vuelo subsónico, directamente en la superficie misma del cuerpo, donde es causada por fuerzas viscosas, lo que hace que las moléculas se "peguen" a la superficie con la formación. capa límite.

Al frenar el flujo de gas, su cinética. la energía disminuye, lo que, de acuerdo con la ley de conservación de la energía, conduce a un aumento de la interna. Energía del gas y su temperatura. Máx. contenido de calor ( entalpía) del gas durante su frenado en la superficie del cuerpo está cerca de la entalpía de frenado: , donde es la entalpía del flujo que se aproxima y es la velocidad de vuelo. Si la velocidad de vuelo no es demasiado alta (1000 m/s), entonces bate. capacidad calorífica a constante presión Con p puede considerarse constante y la temperatura de frenado del gas correspondiente puede determinarse a partir de la expresión

Dónde te- temperatura de equilibrio (la temperatura máxima a la que se podría calentar la superficie de un cuerpo si no se eliminara energía), - coeficiente. Transferencia de calor por convección, el índice marca los parámetros en la superficie. te está cerca de la temperatura de frenado y se puede determinar a partir de la expresión

Dónde r-coef. recuperación de temperatura (para laminar, para turbulento), T 1 Y METRO 1 - temp-pa y Número de Mach a externo Límite de la capa límite, -ratio sp. Capacidades caloríficas del gas a temperatura constante. presión y volumen, pr- Número Prandtl.

El valor depende de la velocidad y la altitud de vuelo, la forma y el tamaño del cuerpo, así como de otros factores. Teoría de las similitudes nos permite presentar las leyes de la transferencia de calor en forma de relaciones entre los principales criterios adimensionales: número de nusselt , número de reynolds , Prandtl por número y factor de temperatura , teniendo en cuenta la variabilidad de la termofísica. Propiedades del gas a través de la capa límite. Aquí y - y velocidad del gas, y - coeficiente. viscosidad y conductividad térmica, l- tamaño corporal característico. Naib. influencia en la convectiva a. n. representa el número de Reynolds. En el caso más simple de flujo longitudinal alrededor de una placa plana, la ley de transferencia de calor por convección para una capa límite laminar tiene la forma

donde y se calculan a una temperatura a para una capa límite turbulenta

En la parte nasal del cuerpo hay una forma esférica roma. Las formas de transferencia de calor laminar se describen mediante la relación:

donde r mi y m e se calculan a temperatura te. Estas fórmulas se pueden generalizar al caso de calcular la transferencia de calor durante el flujo continuo alrededor de cuerpos de forma más compleja con una distribución de presión arbitraria. Durante el flujo turbulento en la capa límite, la energía convectiva se intensifica debido al hecho de que, además de la conductividad térmica molecular, los seres. Las pulsaciones turbulentas comienzan a desempeñar un papel en la transferencia de energía del gas calentado a la superficie del cuerpo.

Con teórico cálculo de A. n. de un vehículo que vuela en capas densas de la atmósfera, el flujo alrededor del cuerpo se puede dividir en dos regiones: no viscosa y viscosa (capa límite). A partir del cálculo del flujo de gas no viscoso hacia el exterior área, se determina la distribución de la presión sobre la superficie del cuerpo. El flujo en una región viscosa con una distribución de presión conocida a lo largo del cuerpo se puede encontrar mediante la integración numérica de las ecuaciones de la capa límite o calculando la dinámica del flujo. se pueden utilizar varios métodos aproximados.

Un. juega criaturas. rol y flujo supersónico gas en canales, principalmente en las toberas de los motores de cohetes. En la capa límite de las paredes de la tobera, la temperatura del gas puede ser cercana a la temperatura en la cámara de combustión. motor de cohete(hasta 4000K). En este caso, funcionan los mismos mecanismos de transferencia de energía a la pared que en la capa límite de un cuerpo volador, como resultado de lo cual se forma un átomo. Paredes de las toberas de los motores de cohetes.

Para obtener datos sobre A. N., especialmente para cuerpos de forma compleja, incluidos los cuerpos estilizados con la formación de regiones de separación, se llevan a cabo experimentos. estudios sobre modelos geométricamente similares a pequeña escala en túneles de viento con reproducción de los parámetros adimensionales que definen (números M, Re y factor de temperatura).

A medida que aumenta la velocidad de vuelo, aumenta la temperatura del gas detrás de la onda de choque y en la capa límite, lo que resulta en la disociación de las moléculas de gas que se aproximan. Los átomos, iones y electrones resultantes se difunden hacia una región más fría: la superficie del cuerpo. Allí ocurre la química inversa. reacción: recombinación, que ocurre con la liberación de calor. Esto da más. contribución a la convección a. n. En el caso de la disociación y la ionización conviene pasar de la temperatura a las entalpías:

Dónde - entalpía de equilibrio, y - entalpía y velocidad del gas en el exterior. límite de la capa límite, y es la entalpía del gas entrante a la temperatura de la superficie. En este caso, se pueden utilizar los mismos criterios críticos para la determinación. proporciones, en cuanto a relativamente no altas velocidades vuelo.

Cuando se vuela a gran altura, el calentamiento por convección puede verse afectado por el desequilibrio físico-químico. transformaciones. Este fenómeno adquiere importancia cuando se cumplen los tiempos característicos de disociación, ionización, etc. química. Las reacciones se vuelven iguales (en orden de magnitud) al tiempo de residencia de las partículas de gas en un área con mayor temperatura cerca del cuerpo. La influencia de lo físico-químico. desequilibrio en A. n. se manifiesta en el hecho de que los productos de disociación e ionización formados detrás de la onda de choque y en la parte de alta temperatura de la capa límite no tienen tiempo de recombinarse en la parte cercana a la pared, relativamente fría de la capa límite; el calor de la reacción de recombinación no se libera y A. n. disminuye. En este caso, los agentes catalíticos juegan un papel importante. Propiedades del material de la superficie corporal. Utilizar materiales o recubrimientos con baja capacidad catalítica. actividad hacia reacciones de recombinación (por ejemplo, dióxido de silicio), la magnitud de la A.N. convectiva se puede reducir significativamente.

Si se suministra ("inyecta") un refrigerante gaseoso a la capa límite a través de la superficie permeable del cuerpo, entonces la intensidad de la convección A. n. disminuye. Esto sucede cap. Arr. Como resultado se añadirá. Consumo de calor para calentar los gases soplados hacia la capa límite. El efecto de reducción del flujo de calor convectivo al inyectar gases extraños es más fuerte cuanto menor es su peso molecular, ya que aumenta la pulsación. Capacidad calorífica del gas inyectado. En modo laminar En la capa límite, el efecto de soplado es más pronunciado que en una capa turbulenta. A ritmos moderados. consumo de gas inyectado, la reducción del flujo de calor convectivo se puede determinar mediante la fórmula

donde es el flujo de calor convectivo a la superficie impermeable equivalente, G es la especificación. caudal másico de gas inyectado a través de la superficie, a - coeficiente. inyección, dependiendo del régimen de flujo en la capa límite, así como de las propiedades de los gases entrantes e inyectados. El calentamiento radiativo se produce debido a la transferencia de energía radiante desde áreas con temperaturas elevadas a la superficie del cuerpo. En este caso, juega el papel más importante en las regiones ultravioleta y visible del espectro. Para teórico cálculo de radiación calentamiento, es necesario resolver el sistema de ecuaciones integrodiferenciales de radiación. Gas, teniendo en cuenta el propio. emisión de gas, absorción de radiación por el medio y transferencia de energía radiante en todas direcciones en la región de flujo de alta temperatura que rodea el cuerpo. Integral sobre el espectro de radiación. fluir q P0 a la superficie del cuerpo se puede calcular usando Ley de radiación de Stefan-Boltzmann:

donde T 2 - temperatura del gas-pa entre la onda de choque y el cuerpo, = 5,67 * 10 -8 W/(m 2 * K 4) - constante de Stefan, - eff. el grado de emisividad del volumen radiante de gas, que, en una primera aproximación, puede considerarse como una isotérmica plana. capa. El valor de e está determinado por un conjunto de procesos elementales que provocan la emisión de gases a altas temperaturas. Depende de la velocidad y la altitud del vuelo, así como de la distancia entre la onda de choque y el cuerpo.

Si aplica. valor de radiación Un. Genial, entonces criaturas. La radiación comienza a desempeñar un papel. enfriamiento del gas detrás de la onda de choque, asociado con la eliminación de energía del volumen radiante hacia ambiente y una disminución de su temperatura. En este caso, al calcular la radiación. Un. es necesario introducir una corrección cuyo valor viene determinado por el parámetro de visualización:

donde es la velocidad de vuelo y es la densidad de la atmósfera. Al volar en la atmósfera terrestre a velocidades inferiores a la primera radiación cósmica. Un. pequeño en comparación con el convectivo. Durante el segundo espacio Las velocidades se comparan en orden de magnitud, y con velocidades de vuelo de 13 a 15 km/s, correspondientes al regreso a la Tierra después de un vuelo a otros planetas, el principal. la contribución la hace la ciencia de la radiación.

Un caso especial de A. N. es el calentamiento de cuerpos que se mueven hacia arriba. capas de la atmósfera donde el régimen de flujo es de molécula libre, es decir, las moléculas de gas son proporcionales o incluso superan el tamaño del cuerpo. En este caso, la formación de una onda de choque no se produce ni siquiera a altas velocidades de vuelo (del orden de la primera velocidad cósmica) según los cálculos aeronáuticos. se puede utilizar una fórmula simple

¿Dónde está el ángulo entre la normal a la superficie del cuerpo y el vector de velocidad de flujo libre? A- coeficiente acomodación, que depende de las propiedades del gas incidente y del material de la superficie y, por regla general, es cercana a la unidad.

Con un. Está relacionado con el problema de la “barrera térmica” que surge durante la creación de aviones supersónicos y vehículos de lanzamiento. El importante papel de A. n. juega durante el regreso de lo cósmico. vehículos en la atmósfera de la Tierra, así como al ingresar a la atmósfera de los planetas a velocidades del orden de la segunda velocidad cósmica y superiores. Para combatir A. n. Se aplican unos especiales. sistemas Protección térmica.

Iluminado.: Propiedades de radiación de gases a altas temperaturas, M., 1971; Fundamentos de la teoría del vuelo de naves espaciales, M., 1972; Fundamentos de la transferencia de calor en la aviación y la tecnología espacial y de cohetes, M., 1975. I. A. Anfimov.

Si el calentamiento de proyectiles y misiles a bajas velocidades de vuelo es pequeño, a altas velocidades se convierte en un serio obstáculo para el desarrollo de aviones. Estos dispositivos se calientan mediante el calor emitido por el Sol y el calor generado durante el funcionamiento de los motores y equipos de control. Además, se calientan al moverse en el aire.

El calentamiento por el movimiento del aire juega el papel más importante, especialmente durante el regreso de los misiles balísticos a la atmósfera. Cuando un avión se mueve en el aire, se genera calor debido a la fricción del aire sobre la superficie del cohete y principalmente a la compresión del aire delante del cuerpo volador.

Como saben, el cohete soviético lanzado al Océano Pacífico alcanzó una velocidad de más de 7200 m/s. Si al regresar a la atmósfera se hubiera mantenido esta velocidad y se hubiera asegurado una desaceleración completa del aire delante del cohete, entonces, como lo demuestra un cálculo elemental basado en la ecuación de conservación de energía para gases compresibles, la temperatura La altura del aire delante del cohete podría haber aumentado casi 26.000°.

Sin embargo, planteémonos una serie de preguntas. Primero, ¿el aire delante del cohete volador realmente se calienta a la temperatura calculada como resultado de la compresión? La respuesta será no. Teóricamente, la desaceleración completa del aire delante de un cuerpo aerodinámico, como un proyectil o un cohete, debería ocurrir sólo en un punto, a saber: delante de la punta de la nariz. En el resto de la superficie sólo se produce una frenada parcial del aire. Por lo tanto, el calentamiento general del aire cerca del avión es mucho menor. Además, a medida que el aire delante del cohete se calienta y aumenta de densidad, sus propiedades termodinámicas cambian, en particular, aumenta la capacidad calorífica específica y el calentamiento del aire resulta ser menor. Finalmente, las moléculas de aire, calentadas a una temperatura absoluta de 2.500 - 3.000°, comienzan a “dividirse” en átomos. Los átomos se convierten en iones, es decir, pierden electrones. Estos procesos (disociación e ionización) también absorben parte del calor, reduciendo la temperatura del aire.

En segundo lugar, ¿se transfiere todo el calor que posee el aire al proyectil o cohete durante su vuelo? Resulta que no. El aire caliente desprende mucho calor a las masas de aire circundantes mediante transferencia de calor y radiación térmica.

En tercer lugar, si el aire delante del cuerpo volador se calienta a una determinada temperatura, ¿significa esto que el cohete se calienta en la misma medida? También no. La piel siempre tendrá una temperatura inferior a la del aire que la rodea.

El avión, mientras recibe calor, desprenderá calor al aire circundante y se enfriará debido a la radiación. En general, el dispositivo se calentará hasta una temperatura a la que se establecerá algún equilibrio térmico complejo.

Para evaluar el probable calentamiento de un proyectil o cohete en vuelo, primero es necesario saber a qué velocidad y durante cuánto tiempo volará a través de capas de aire de una densidad y temperatura determinadas. Al penetrar la atmósfera hacia arriba, la permanencia de un misil balístico en una atmósfera relativamente densa es de muy corta duración y se mide en segundos. Básicamente, desarrolla una mayor velocidad a la salida de la atmósfera, es decir, donde el aire está muy enrarecido.

Todas estas circunstancias en conjunto llevan al hecho de que la intensidad de calentamiento del cohete durante el vuelo ascendente, aunque significativa, es bastante aceptable sin tomar medidas constructivas especiales.

Al cohete (su cabeza) le esperan dificultades mucho mayores al volver a entrar en la atmósfera. Además de las grandes cargas aerodinámicas, aquí puede producirse el llamado "choque térmico", asociado a un rápido aumento de la temperatura del cohete.

Enumeremos brevemente algunos métodos para combatir el calentamiento de los aviones, que se encuentran en la literatura extranjera *. En primer lugar, reducir la velocidad de su movimiento forzado en la atmósfera (por ejemplo, al devolver un cohete) mediante el uso de frenos de aire, paracaídas, motores de frenado, etc. En segundo lugar, el uso de materiales refractarios y resistentes al calor para la construcción del revestimiento. . En tercer lugar, el uso de materiales o revestimientos para la carcasa que se caracterizan por una alta emisividad, es decir, la capacidad de transferir más calor al espacio. En cuarto lugar, un pulido minucioso de la superficie, que mejora su reflectividad. En quinto lugar, el aislamiento térmico de las principales unidades estructurales, es decir, la reducción de la velocidad de calentamiento aplicando una capa de una sustancia con baja conductividad térmica a la superficie o creando un conjunto de capas de aislamiento térmico poroso entre las pieles exterior e interior.

* ("Avión" nº 2478.)

Y, sin embargo, a velocidades muy altas se desarrollan temperaturas a las que ni el metal ni ningún otro material son adecuados sin medidas para forzar el enfriamiento de la piel. Por lo tanto, la sexta forma es crear un enfriamiento forzado, que se puede crear de varias maneras, dependiendo del propósito de la aeronave.

Las ojivas de los misiles a veces están recubiertas con los llamados revestimientos calcinables. La reducción de temperatura en este caso se logra creando capas de revestimiento protector que están diseñadas para derretirse y quemarse. Así, absorben el calor impidiendo que llegue a los principales elementos estructurales. A medida que la capa de revestimiento se derrite o se evapora, forma simultáneamente una capa protectora que reduce la transferencia de calor al resto de la estructura.

Eficiencia de las aeronaves nivel moderno su desarrollo está directamente relacionado con la resolución del problema térmico. El pináculo de los logros en este ámbito fueron los vuelos en órbita circular con el regreso a la Tierra de los cosmonautas soviéticos Yu. A. Gagarin y G. S. Titov.

Datos básicos de misiles y misiles guiados extranjeros.*

* (Los datos proporcionados están tomados de la prensa extranjera (principalmente de “Vuelo” nº 2602 y 2643). Los campos en blanco indican que no hay información publicada.)