Днес ще говорим за дизайна и работата на многостепенна ракета. Има няколко схеми на такива ракети и всяка е уникална по свой начин.

При напречната стъпаловидна схема задвижващите системи работят последователно; при схема на надлъжно разделение задвижващите системи на следващия етап могат да работят едновременно със задвижващите системи на предходния етап; в комбинирана верига едновременно и последователно. Много различни модели са разработени от SpaceX.

Добре познатата тристепенна ракета-носител на космическия кораб Vostok принадлежи към комбинираната схема, чиито модификации изстрелват в космоса различни космически кораби в продължение на почти четвърт век. Ще говорим за това по-подробно в следващата статия.

По време на полет, когато не е изразходван целият запас от гориво, а само в резервоарите на един етап, елементите на използваната конструкция и ненужни за по-нататъшен полет се изхвърлят. Докато двигателите на първата степен работят, можем да третираме останалата част от ракетата като полезен товар.

След отделянето на първия етап работят двигателите на втория етап. Те са тези, които добавят собствена скорост към вече съществуващата скорост и в резултат на това общата скорост става по-голяма.

Трябва да се отбележи, че стойността на коефициента K за многостепенна ракета обикновено е малко по-голяма, отколкото за едностепенна, тъй като с издигането на ракетата плътността на въздуха и следователно нейното съпротивление постепенно намаляват.

Нека разгледаме предимствата на многостепенната ракета, използвайки конкретен пример. Да предположим, че задачата е да информира ракетата за първата космическа скорост. Неговото дизайнерско съвършенство е такова, че във всеки от етапите му масата на горивото е 80%, а останалите 20% се падат на дела на конструкцията. Да вземем скоростта на отработените газове на двигателите от всички степени, равна на 3000 m/s.

Нека се съгласим, че коефициентът K също остава постоянен за всеки етап. Изчислението показва, че при тези условия, както вече беше показано по-горе, до края на работата на двигателите на първия етап ракетата ще развие скорост V1, равна на 3381 m/s. След края на двигателите на първия етап той се отделя, а останалата част от ракетата продължава да се движи. Но тъй като полетът на тази ракета няма да започне от състояние на покой и тя вече има скорост V1, равна на 3381 m/s, тогава крайната й скорост ще бъде 6762 m/s. При скорост на изтичане s-3500 m/s и 4000 m/s, съответно, получаваме V3 = 7900 m/s и 9000 m/s.

И така, решението на проблема за постигане на първата космическа скорост е намерено. За да получите още по-високи скорости, е необходимо само да увеличите броя на стъпките. Въпреки това, по време на прехода дори от едностепенни ракети с малка маса към по-тежки, дизайнерите срещнаха редица значителни трудности.

Те се състоят във факта, че с увеличаване на линейните размери, например, с два пъти, обемът и масата на ракетата се увеличават осем пъти, а напречното сечение на структурата на нейните елементи - четири пъти. Съответно, механичните напрежения, причинени от инерционните сили, също се увеличават, приблизително два пъти.

Следователно увеличаването на размера и масата на ракетата не може да се постигне чрез простото й възпроизвеждане в по-голям мащаб. Ето защо, в зората на развитието на ракетната техника, такъв крилата фраза: "Трябва да сме бижутери в работата си." То не е загубило значението си и до днес.

Проектът е разработен по заявка на рисков инвеститор от ЕС.

Цената за изстрелване на космически кораб в орбита все още е много висока. Това се дължи на високата цена на ракетните двигатели, скъпата система за управление, скъпите материали, използвани в натоварения дизайн на ракетите и техните двигатели, сложната и обикновено скъпа технология за тяхното производство, подготовка за изстрелване и главно еднократното им използвайте.

Дял на медийните разходи в крайна ценаИзстрелването на космически кораб е различно. Ако носителят е сериен и устройството е уникално, тогава около 10%. Напротив, може да достигне 40% или повече. Това е много скъпо и затова се зароди идеята да се създаде ракета-носител, която като въздушен лайнер да излети от космодрума, да лети в орбита и, оставяйки спътник или космически корабсе върна на космодрума.

Първият опит за реализиране на подобна идея е създаването на системата Space Shuttle. Въз основа на анализа на недостатъците на носителите за еднократна употреба и системата Space Shuttle, направен от Константин Феоктистов (К. Феоктистов. Траекторията на живота. Москва: Вагриус, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Глава 8. Ракета като самолет), има идея за качествата, които трябва да притежава една добра ракета-носител, за да осигури доставката на полезен товар в орбита с минимални разходи и с максимална надеждност. Това трябва да бъде система за многократна употреба, способна на 100-1000 полета. Повторната употреба е необходима както за намаляване на разходите за всеки полет (разходите за разработка и производство се разпределят върху броя на полетите), така и за повишаване на надеждността на извеждането на полезен товар в орбита: всяко пътуване с кола и полет на самолет потвърждава правилността на неговият дизайн и висококачествена изработка. Следователно е възможно да се намалят разходите за застраховане на полезния товар и застраховката на самата ракета. Само машини за многократна употреба могат да бъдат наистина надеждни и евтини за работа - като парен локомотив, кола, самолет.

Ракетата трябва да е едностепенна. Това изискване, подобно на възможността за повторна употреба, е свързано с минимизиране на разходите и гарантиране на надеждност. Всъщност, ако ракетата е многостепенна, тогава дори ако всички нейни степени се върнат безопасно на Земята, тогава преди всяко изстрелване те трябва да бъдат сглобени в едно цяло и е невъзможно да се провери правилното сглобяване и функциониране на процесите на етапа разделяне след сглобяване, тъй като при всяка проверка сглобената машина трябва да се разпадне. Не са тествани, не са тествани за функциониране след сглобяване, връзките стават сякаш еднократни. И пакет, свързан чрез възли с намалена надеждност, също става до известна степен за еднократна употреба. Ако ракетата е многостепенна, тогава цената на нейната експлоатация е по-голяма от цената на експлоатацията на едностепенна машина поради следните причини:

• За едноетапна машина не са необходими разходи за монтаж.
• Не е необходимо да се разпределят зони за кацане на земната повърхност за кацане на първите етапи и следователно не е необходимо да се плаща за техния наем, поради факта, че тези зони не се използват в икономиката.
• Не е необходимо да плащате за транспортирането на първите стъпки до мястото на изстрелване.
• Зареждането на многостепенна ракета изисква по-сложна технология, повече време. Сглобяването на пакета и доставката на стъпалата до стартовата площадка не се поддават на проста автоматизация и следователно изискват участието на повече специалисти в подготовката на такава ракета за следващия полет.

Ракетата трябва да използва водород и кислород като гориво, в резултат на горенето на което на изхода от двигателя се образуват екологично чисти продукти на горене при висок специфичен импулс. Екологична чистотае важно не само за работа, извършена в началото, по време на зареждане с гориво, в случай на авария, но и за избягване на вредното въздействие на продуктите от горенето върху озоновия слой на атмосферата.

Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 и Roton са сред най-разработените проекти на едностепенни космически кораби в чужбина. Ако Skylon и X-33 са крилати превозни средства, то DC-X и Roton са ракети с вертикално излитане и вертикално кацане. Освен това и двамата стигнаха до създаването на тестови проби. Ако Roton имаше само атмосферен прототип за практикуване на авторотационно кацане, тогава прототипът DC-X направи няколко полета на височина от няколко километра на ракетен двигател с течно гориво (LRE) на течен кислород и водород.

Техническо описание на ракетата Zeya

За да намали радикално разходите за изстрелване на товари в космоса, Lin Industrial предлага да създаде ракета-носител Zeya (LV). Това е едностепенна, многократна транспортна система за вертикално излитане и вертикално кацане. Използва екологично чисти и високоефективни горивни компоненти: окислител - течен кислород, гориво - течен водород.

Ракетата-носител се състои от резервоар за окислител (над който е топлинен щит за влизане в атмосферата и ротор за меко кацане), отделение за полезен товар, отделение за инструменти, резервоар за гориво, опашно отделение със система за задвижване и колесник. Резервоари за гориво и окислители - сегментно-конични, носещи, композитни. Нагнетяването на резервоара за гориво се извършва поради газификацията на течен водород, а резервоара на окислителя - поради компресиран хелий от цилиндрите високо налягане. Маршовата задвижваща система се състои от 36 двигателя, разположени около обиколката и външна разширителна дюза под формата на централно тяло. Управлението по време на работа на главния двигател по наклон и отклонение се осъществява чрез дроселиране на диаметрално разположени двигатели, при търкаляне - с помощта на осем двигателя на газообразни горивни компоненти, разположени под товарното отделение. Двигатели с компоненти на газообразно гориво се използват за управление в сегмента на орбиталния полет.

Схемата на полета на Zeya е следната. След влизане в референтната околоземна орбита, ракетата при необходимост извършва орбитални маневри за влизане в целевата орбита, след което чрез отваряне на отделението за полезен товар (с тегло до 200 кг) го отделя.

По време на един оборот в околоземна орбита от момента на изстрелване, като подаде спирачен импулс, Зея каца в района на изстрелващия космодрум. Високата точност на кацане се осигурява чрез използване на съотношението на повдигане към съпротивление, създадено от формата на ракетата за странични маневри и маневри на разстояние. Мекото кацане се извършва чрез спускане на принципа на авторотация и осем амортисьори за кацане.

Икономика

По-долу е приблизителна оценка на времето и разходите за работа преди първото стартиране:

• Пилотен проект: 2 месеца - 2 милиона евро
• Създаване на задвижващата система, разработване на композитни резервоари и система за управление: 12 месеца - 100 милиона евро
• Създаване на стенд, изграждане на прототипи, подготовка и модернизация на производството, ескизно проектиране: 12 месеца - 70 милиона евро
• Разработване на компоненти и системи, тестване на прототипи, пожароизпитание на летателен продукт, технически проект: 12 месеца - 143 милиона евро

Общо: 3,2 години, 315 милиона евро

Според нашите оценки, цената на едно изстрелване ще бъде 0,15 милиона евро, а разходите за поддръжка между полетите и режийните разходи ще бъдат около € 0,1 милиона за периода между стартиране. Ако зададете стартовата цена в € 35 хиляди за 1 кг (при цена от 1250 евро/кг), което е близо до стартовата цена на ракетата Днепър за чуждестранни клиенти, целият старт (200 кг полезен товар) ще струва на клиента € 7 млн. Така проектът ще се изплати в 47 изстрелвания.

Zeya вариант с трикомпонентен двигател

Друг начин за повишаване на ефективността на едностепенна ракета-носител е преминаването към LRE с три горивни компонента.

От началото на 70-те години в СССР и САЩ се изучава концепцията за трикомпонентни двигатели, които биха съчетали висок специфичен импулс при използване на водород като гориво и по-висока средна плътност на горивото (и следователно по-малък обем и тегло на резервоарите за гориво), характерни за въглеводородните горива. При стартиране такъв двигател ще работи с кислород и керосин, а на голяма надморска височина ще премине към използване на течен кислород и водород. Подобен подход може да направи възможно създаването на едностепенен космически носител.

В нашата страна са разработени трикомпонентни двигатели RD-701, RD-704 и RD0750, но те не са доведени до етапа на създаване на прототипи. През 80-те години на миналия век НПО Молния разработи многофункционалната аерокосмическа система (МАКС) на базата на ракетен двигател с течно гориво РД-701 с кислород + керосин + водородно гориво. Изчисления и проектиране на трикомпонентни ракетни двигатели също бяха извършени в Америка (вижте например Двугоривно задвижване: Защо работи, възможни двигатели и резултати от изследвания на превозни средства от Джеймс А. Мартин и Алън Уилхайт , публикуван през май 1979 г. в AmЕрикански институт по аеронавтика и астронавтика (AIAA) Документ №. 79-0878).

Считаме, че за трикомпонентната Zeya трябва да се използва течен метан вместо керосин, традиционно предлаган за такива ракетни двигатели с течно гориво. Има много причини за това:

• Zeya използва течен кислород като окислител, кипящ при температура от -183 градуса по Целзий, тоест криогенното оборудване вече се използва при проектирането на ракетата и комплекса за зареждане, което означава, че няма да има фундаментални трудности при подмяната на керосин резервоар с резервоар за метан при -162 градуса по Целзий.
• Метанът е по-ефективен от керосина. Специфичният импулс (SI, мярка за ефективност на LRE - съотношението на импулса, създаден от двигателя към разхода на гориво) на двойката гориво метан + течен кислород надвишава SI на двойката керосин + течен кислород с около 100 m/s.
• Метанът е по-евтин от керосина.
• За разлика от керосиновите двигатели, в метановите двигатели почти няма коксуване, тоест, с други думи, образуването на трудноотстраними сажди. И следователно такива двигатели са по-удобни за използване в системи за многократна употреба.
• Ако е необходимо, метанът може да бъде заменен с подобен втечнен природен газ (LNG). LNG се състои почти изцяло от метан, има подобни физични и химични характеристикии малко губи от чистия метан по отношение на ефективността. В същото време LNG е 1,5-2 пъти по-евтин от керосина и много по-достъпен. Факт е, че Русия е покрита от обширна мрежа от тръбопроводи за природен газ. Достатъчно е да вземете клон до космодрума и да построите малък комплекс за втечняване на газ. Също така в Русия е построен завод за втечнен природен газ на Сахалин и два малки комплекса за втечняване в Санкт Петербург. Предвижда се изграждането на още пет завода в различни части на Руската федерация. В същото време производството на ракетен керосин изисква специални сортове нефт, добиван от строго определени находища, чиито запаси са изчерпани в Русия.

Схемата на работа на трикомпонентна ракета-носител е следната. Първо се изгаря метанът - гориво с висока плътност, но относително малък специфичен импулс във вакуум. След това се изгаря водород – гориво с ниска плътност и възможно най-висок специфичен импулс. И двата вида гориво се изгарят в една задвижваща система. Колкото по-голям е делът на горивото от първия тип, толкова по-малка е масата на конструкцията, но толкова по-голяма е масата на горивото. Съответно, колкото по-голям е делът на горивото от втория тип, толкова по-ниско е необходимото гориво, но толкова по-голяма е масата на конструкцията. Следователно е възможно да се намери оптималното съотношение между масите на течен метан и водород.

Извършихме съответните изчисления, като взехме коефициента на горивните отделения за водород, равен на 0,1, а за метан - 0,05. Съотношението на горивния отсек е съотношението на крайната маса на горивното отделение към масата на наличното гориво. Крайната маса на горивния отсек включва масите на гарантираното захранване с гориво, неизползваемите остатъци от горивните компоненти и масата на газовете под налягане.

Изчисленията показаха, че трикомпонентната Zeya ще изведе 200 кг полезен товар в ниска околоземна орбита с маса на структурата си от 2,1 тона и стартова маса от 19,2 т. Двукомпонентната Zeya на течен водород губи много: масата на конструкцията е 4,8 тона, а изходното тегло е 37,8 тона.

На фиг. 22 показва, че траекторията на балистична ракета, а оттам и обхватът на нейния полет, зависи от началната скорост V 0 и ъгъла Θ 0 между тази скорост и хоризонта. Този ъгъл се нарича ъгъл на хвърляне.

Нека например ъгълът на хвърляне е равен на Θ 0 = 30°. В този случай ракетата, започнала балистичния си полет в точка 0 със скорост V 0 = 5 km/sec, ще лети по елиптичната крива II. При V 0 = 8 km/sec ракетата ще лети по елипсовидна крива III, при V 0 = 9 km/sec, по крива IV. Когато скоростта се увеличи до 11,2 km/s, траекторията от затворена елиптична крива ще се превърне в отворена параболична и ракетата ще напусне сферата на тежестта на Земята (крива V). При още по-висока скорост ракетата ще избяга по хипербола (VI). Ето как се променя траекторията на ракетата с промяна в началната скорост, въпреки че ъгълът на хвърляне остава непроменен.

Ако поддържате първоначалната скорост постоянна и променяте само ъгъла на хвърляне, тогава траекторията на ракетата ще претърпи не по-малко значителни промени.

Нека например началната скорост е равна на V 0 = 8 km / h. Ако ракетата се изстреля вертикално нагоре (ъгъл на хвърляне Θ 0 = 90 °), тогава теоретично тя ще се издигне на височина, равна на радиуса на Земята и се връща на Земята недалеч от старта ( VII) При Θ 0 = 30° ракетата ще лети по елиптичната траектория, която вече разгледахме (крива III). Накрая, при Θ 0 = 0° (изстрелване успоредно на хоризонта), ракетата ще се превърне в спътник на Земята с кръгова орбита (крива I).

Тези примери показват, че само чрез промяна на ъгъла на хвърляне, обхватът на ракетите при същата начална скорост от 8 km/s може да има обхват от нула до безкрайност.

Под какъв ъгъл ракетата ще започне балистичния си полет? Зависи от програмата за управление, която се дава на ракетата. Възможно е например за всяка начална скорост да се избере най-изгодният (оптимален) ъгъл на хвърляне, при който обхватът на полета ще бъде най-голям. С увеличаване на началната скорост този ъгъл намалява. Получените приблизителни стойности на обхвата, височината и времето на полета са показани в таблица. 4.

Таблица 4

Ако ъгълът на хвърляне може да се променя произволно, тогава промяната в началната скорост е ограничена и увеличаването й с всеки 1 km / s е свързано с големи технически проблеми.

K. E. Циолковски даде формула, която позволява да се определи идеалната скорост на ракета в края на нейното ускорение от двигатели:

V id \u003d V ist ln G начало / G край,

където V id - идеалната скорост на ракетата в края на активния участък;

V ist - скоростта на изтичане на газове от струйната дюза на двигателя;

G beg - първоначалното тегло на ракетата;

G con - крайното тегло на ракетата;

ln е знакът на естествения логаритъм.

Запознахме се със стойността на скоростта на изтичане на газове от дюзата на ракетен двигател в предишния раздел. За течни горива, дадени в табл. 3, тези скорости са ограничени до 2200 - 2600 m / s (или 2,2 - 2,6 km / s), а за твърди горива - до 1,6 - 2,0 km / s.

G start означава първоначалното тегло, т.е. общото тегло на ракетата преди изстрелване, а G край е крайното й тегло в края на ускорението (след изчерпване на горивото или изключване на двигателите). Съотношението на тези тегла G beg /G con, включено във формулата, се нарича число на Циолковски и косвено характеризира теглото на горивото, използвано за ускоряване на ракетата. Очевидно, колкото по-голямо е числото на Циолковски, толкова по-голяма е скоростта на ракетата и, следователно, толкова по-далеч ще лети (при прочие равни условия). Числото на Циолковски обаче, както и скоростта на изтичане на газове от дюзата, има своите ограничения.

На фиг. 23 показва разрез на типична едностепенна ракета и нейната диаграма на теглото. В допълнение към резервоарите за гориво, ракетата има двигатели, системи за управление и управление, обшивка, полезен товар и различни конструктивни елементи и спомагателно оборудване. Следователно крайното тегло на ракетата не може да бъде многократно по-малко от първоначалното й тегло. Например немската ракета V-2 тежеше 3,9 тона без гориво и 12,9 тона с гориво.Това означава, че числото на Циолковски на тази ракета беше: 12,9 / 3,9 = 3,31. При сегашното ниво на развитие на чуждестранната ракетна наука това съотношение за чуждите ракети достига 5–7.

Нека изчислим идеалната скорост на едностепенна ракета, като вземем V 0 = 2,6 km/sec. и G начало / G край = 7,

V id \u003d 2,6 ln 7 \u003d 2,6 1,946 ≈ 5 km / s.

От таблицата. 4 показва, че такава ракета е в състояние да достигне обсег от около 3200 км. Реалната му скорост обаче ще бъде под 5 км/сек. тъй като двигателят изразходва енергията си не само за ускорение на ракетата, но и за преодоляване на въздушното съпротивление, за преодоляване на силата на гравитацията. Действителната скорост на ракетата ще бъде само 75 - 80% от идеалната. Следователно, той ще има начална скорост от около 4 km/sec и обхват от не повече от 1800 km*.

* (Диапазонът, даден в табл. 4 е дадено приблизително, тъй като редица фактори не са взети предвид при изчисляването му. Например, участъци от траекторията, лежащи в плътни слоеве на атмосферата, и влиянието на въртенето на Земята не бяха взети предвид. При стрелба в източна посока обхватът на полета на балистичните ракети е по-голям, тъй като скоростта на въртене на самата Земя се добавя към скоростта им спрямо Земята.)

За да създадете междуконтинентална балистична ракета, стартирайте изкуствени спътнициЗемята и космическите кораби и още повече, за да се изпращат космически ракети до Луната и планетите, е необходимо да се придаде значително по-висока скорост на ракетата носител. Така че за ракета с обсег на действие 9000 - 13000 km е необходима начална скорост от около 7 km / s. Първата космическа скорост, която трябва да се даде на ракета, за да стане спътник на Земята с ниска орбитална височина, както е известно, е 8 км/сек.

За да излезе от сферата на гравитацията на Земята, ракетата трябва да бъде ускорена до втората космическа скорост - 11,2 km / s, за да лети около Луната (без да се връща на Земята) е необходима скорост над 12 km / s. Прелитане на Марс без връщане към Земята може да се извърши с начална скорост около 14 km/s, а с връщане в орбита около Земята - около 27 km/s. Необходима е скорост от 48 km/s, за да се намали продължителността на полета до Марс и обратно до три месеца. Увеличаването на скоростта на ракетата от своя страна изисква разход на все по-голямо количество гориво за ускорение.

Да предположим, че сме построили ракета с тегло 1 кг без гориво. Ако искаме да й кажем скоростта от 3, 6, 9 и 12 km / s, тогава колко гориво ще трябва да се напълни в ракетата и да се изгори по време на ускорение? Необходимото количество гориво * е показано в табл. 5.

* (Със скорост на изтичане 3 км/сек.)

Таблица 5

Няма съмнение, че в корпуса на ракета, чието „сухо” тегло е само 1 кг, ще можем да поберем 1,7 кг гориво. Но е много съмнително, че може да побере неговите 6,4 кг. И очевидно е абсолютно невъзможно да го напълните с 19 или 54 кг гориво. Един прост, но достатъчно здрав резервоар, който може да побере такова количество гориво, вече тежи много повече от килограм. Например, двадесетлитрова кутия, известна на автомобилистите, тежи около 3 кг. "Сухото" тегло на ракетата, освен резервоара, трябва да включва теглото на двигателите, конструкцията, полезния товар и т.н.

Нашият велик сънародник К. Е. Циолковски намери друг (и засега единствен) начин за решаване на такава трудна задача като постигането на скоростите на ракетата, които се изискват от практиката днес. Този път се състои в създаването на многостепенни ракети.

Типична многостепенна ракета е показана на фиг. 24. Състои се от полезен товар И няколко разглобяеми степени с електроцентрала и доставка на гориво във всяка. Двигателят на първия етап информира полезния товар, както и втория и третия етап (втората подракета) със скорост ν 1 . След като горивото се изразходва, първата степен се отделя от останалата част от ракетата и пада на земята, а двигателят на втората степен се включва на ракетата. Под действието на нейната тяга останалата част от ракетата (третата подракета) придобива допълнителна скорост ν 2 . След това вторият етап, след изчерпване на горивото, също се отделя от останалата част от ракетата и пада на земята. В това време двигателят на третата степен се включва и информира полезния товар за допълнителната скорост ν 3 .

Така при многостепенна ракета полезният товар се ускорява многократно. Общата идеална скорост на тристепенна ракета ще бъде равна на сумата от трите идеални скорости, получени от всеки етап:

V id 3 \u003d ν 1 + ν 2 + ν 3.

Ако скоростта на изтичане на газове от двигателите на всички степени е една и съща и след отделянето на всеки от тях съотношението на първоначалното тегло на останалата част от ракетата към крайната не се променя, тогава скоростта се увеличава ν 1 , ν 2 и ν 3 ще бъдат равни помежду си. Тогава можем да приемем, че скоростта на ракета, състояща се от три (или дори n) степени, ще бъде равна на тройната (или увеличена с n пъти) скоростта на едностепенна ракета.

Всъщност във всяка степен на многостепенните ракети може да има двигатели, които дават различни скорости на изпускане; постоянно отношениетеглото може да не се поддържа; съпротивлението на въздуха при промяна на скоростта на полета и привличането на Земята, когато се отдалечавате от нея. Следователно крайната скорост на многостепенна ракета не може да се определи чрез просто умножаване на скоростта на едностепенна ракета по броя на степени*. Но остава вярно, че с увеличаване на броя на етапите скоростта на ракетата може да се увеличи многократно.

* (Трябва също да се има предвид, че между изключване на една степен и включване на друга може да има времеви интервал, през който ракетата лети по инерция.)

В допълнение, многостепенната ракета може да осигури даден обхват на същия полезен товар при много по-нисък общ разход на гориво и изстрелно тегло, отколкото едностепенна ракета. Успял ли е човешкият ум да заобиколи природните закони? Не. Само човек, който е научил тези закони, може да спести гориво и тегло на конструкцията, изпълнявайки задачата. В едностепенна ракета, от самото начало до края на активната секция, ние ускоряваме цялото й „сухо“ тегло. В многостепенна ракета ние не правим това. Така че в тристепенна ракета втората степен вече не изразходва гориво, за да ускори "сухото" тегло на първата степен, тъй като последната се изхвърля. Третата степен също не изразходва гориво за ускоряване на "сухото" тегло на първия и втория етап. Ускорява само себе си и полезния товар. Третата (и като цяло последната) степен вече не можеше да бъде изключена от главата на ракетата, тъй като не е необходимо допълнително ускорение. Но в много случаи тя все още се разделя. По този начин разделянето на последните степени се практикува в ракети носители на спътници, космически ракети и такива бойни ракети като Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris и др.

При изстрелване в космоса на научно оборудване, поставено в главната част на ракетата, се предвижда отделяне на последния етап. Това е необходимо за правилното функциониране на оборудването. При изстрелване на сателит е предвидено и отделянето му от последния етап. Поради това съпротивлението намалява и то може да съществува дълго време. При изстрелване на бойна балистична ракета се осигурява отделянето на последната степен от бойната глава, в резултат на което става по-трудно да се открие бойната глава и да се порази с противоракета. Освен това последният етап, отделен по време на спускането на ракетата, се превръща в примамка. Ако по време на повторното влизане в атмосферата се планира да се контролира бойната глава или да се стабилизира нейният полет, тогава без последния етап е по-лесно да се контролира, тъй като има по-малка маса. И накрая, ако последният етап не е отделен от бойната глава, тогава ще е необходимо да се предпазят както от нагряване, така и от изгаряне, което е нерентабилно.

Разбира се, проблемът с получаването на високи скорости ще бъде решен не само чрез създаването на многостепенни ракети. Този метод има и своите недостатъци. Факт е, че с увеличаване на броя на етапите дизайнът на ракетите става много по-сложен. Има нужда от сложни механизми за разделяне на стъпки. Следователно учените винаги ще се стремят към минимален брой стъпки и за това, на първо място, е необходимо да се научите как да получават все повече и повече скорости на изтичане на продукти от горенето или продукти от друга реакция.

Стартирането беше извършено с помощта на многостепенна ракета“, тези думи сме чели много пъти в репортажи за изстрелването на първите в света изкуствени спътници на Земята, за създаването на спътник на Слънцето, за изстрелване на космически ракети към Луната. Само една кратка фраза, а колко вдъхновен труд на учени, инженери и работници на нашата Родина се крие зад тези шест думи!

Какво представляват съвременните многостепенни ракети? Защо се наложи използването на ракети, състоящи се от голям брой степени за космически полети? Какъв е техническият ефект от увеличаването на броя на ракетните степени?

Нека се опитаме да отговорим накратко на тези въпроси. За извършване на полети в космоса са необходими огромни резерви от гориво. Те са толкова големи, че не могат да бъдат поставени в резервоарите на едностепенна ракета. При сегашното ниво на инженерната наука е възможно да се построи ракета, в която горивото да представлява до 80-90% от общото й тегло. А за полети до други планети необходимите резерви от гориво трябва да са стотици и дори хиляди пъти по-големи от собственото тегло на ракетата и полезния товар в нея. С тези резерви от гориво, които могат да бъдат поставени в резервоарите на едностепенна ракета, е възможно да се постигне скорост на полет до 3-4 km / s. Подобряването на ракетните двигатели, търсенето на най-изгодните класове гориво, използването на по-висококачествени конструктивни материали и по-нататъшното подобряване на дизайна на ракетите със сигурност ще направят възможно леко да се увеличи скоростта на едностепенните ракети. Но все още ще бъде много далеч от космическите скорости.

За постигане на космически скорости К. Е. Циолковски предлага използването на многостепенни ракети. Самият учен образно ги нарече „ракетни влакове“. Според Циолковски, ракетен влак или, както казваме сега, многостепенна ракета, трябва да се състои от няколко ракети, монтирани една върху друга. Долната ракета обикновено е най-голямата. Тя носи целия "влак". Следващите стъпки стават все по-малки.

При излитане от повърхността на Земята работят двигателите на долната ракета. Те действат, докато не изразходват цялото гориво в резервоарите й. Когато резервоарите на първия етап са празни, той се отделя от горните ракети, за да не натоварва по-нататъшния им полет с мъртва тежест. Отделеният първи етап с празни резервоари продължава известно време да лети нагоре по инерция, след което пада на земята. За да запазите първата степен за повторна употреба, тя може да бъде спусната с парашут.

След отделянето на първия етап се включват двигателите на втория етап. Те започват да действат, когато ракетата вече се е издигнала на определена височина и има значителна скорост на полет. Двигателите от втора степен ускоряват допълнително ракетата, увеличавайки скоростта й с още няколко километра в секунда. След като цялото гориво, съдържащо се в резервоарите на втория етап, се изразходва, то също се изхвърля. По-нататъшният полет на композитната ракета се осигурява от работата на двигателите на третия етап. След това третият етап отпада. Опашката се приближава до двигателите на четвъртия етап. След като извършат възложената им работа, те увеличават скоростта на ракетата с определено количество и след това отстъпват на двигателите на петата степен. След нулиране на петата степен, шестите двигатели започват да работят.

Така всеки етап на ракетата последователно увеличава скоростта на полета, а последният, горен етап достига необходимата космическа скорост в безвъздушното пространство. Ако задачата е да се приземи на друга планета и да се върне обратно на Земята, тогава ракетата, която е излетяла в космоса, от своя страна трябва да се състои от няколко степени, които се включват последователно при спускане към планетата и при излитане от нея.

Интересно е да се види какъв ефект дава използването на голям брой степени върху ракети.

Вземете едностепенна ракета с изстрелно тегло 500 т. Да предположим, че това тегло е разпределено по следния начин: полезен товар - 1 тон, сухо тегло на етапа - 99,8 тона и гориво - 399,2 тона. Следователно, структурното съвършенство на тази ракета е такова, че теглото на горивото е 4 пъти сухото тегло на стъпалото, тоест теглото на самата ракета без гориво и полезен товар. Числото на Циолковски, тоест съотношението на изстрелното тегло на ракетата към нейното тегло след изчерпване на цялото гориво, за тази ракета ще бъде 4,96. Това число и скоростта, с която газът излиза от дюзата на двигателя, определя скоростта, която ракетата може да достигне. Нека сега се опитаме да заменим едностепенна ракета с двустепенна. Нека отново да вземем полезен товар от 1 тон и да приемем, че конструктивното съвършенство на степените и скоростта на изтичане на газ ще останат същите като при едностепенна ракета. Тогава, както показват изчисленията, за постигане на същата скорост на полета като в първия случай е необходима двустепенна ракета с общо тегло само 10,32 тона, тоест почти 50 пъти по-лека от едностепенна. Сухото тегло на двустепенна ракета ще бъде 1,86 тона, а теглото на горивото, поставено в двата етапа, ще бъде 7,46 тона. Както можете да видите, в разглеждания пример, замяната на едностепенна ракета с двустепенна Първият етап дава възможност да се намали консумацията на метал и гориво до 54 пъти при изстрелване на същия полезен товар.

Да вземем за пример космическа ракета с полезен товар 1 т. Нека тази ракета трябва да пробие плътните слоеве на атмосферата и, летейки в безвъздушното пространство, да развие втора космическа скорост - 11,2 km/s. Нашите диаграми показват промяната в теглото на такава космическа ракета в зависимост от тегловната част на горивото във всеки етап и от броя на степени (вижте страница 22).

Лесно е да се изчисли, че ако построите ракета, чиито двигатели изхвърлят газове със скорост от 2400 m/s и във всеки от етапите горивото представлява само 75% от теглото, тогава дори и с шест степени, поемането- Изходното тегло на ракетата ще бъде много голямо - почти 5,5 хил. т. Чрез подобряване на конструктивните характеристики на етапите на ракетата е възможно да се постигне значително намаляване на изходното тегло. Така например, ако горивото представлява 90% от теглото на етапа, тогава шестстепенна ракета може да тежи 400 тона.

Използването на висококалорично гориво в ракетите и повишаването на ефективността на техните двигатели произвеждат изключително голям ефект. Ако по този начин скоростта на изтичане на газ от дюзата на двигателя се увеличи само с 300 m/s, довеждайки я до стойността, посочена на графиката - 2700 m/s, тогава стартовото тегло на ракетата може да бъде намалено няколко пъти. Шестстепенна ракета, в която теглото на горивото е само 3 пъти по-голямо от теглото на степенната конструкция, ще има изстрелно тегло от приблизително 1,5 хил. т. И чрез намаляване на теглото на конструкцията до 10% от общото тегло на всяка степен, можем да намалим изстрелното тегло на ракетата със същото до 200 стъпки

Ако увеличим скоростта на изтичане на газ с още 300 m/sec, тоест приемем, че е равна на 3 хиляди m/sec, тогава ще настъпи още по-голямо намаляване на теглото. Например шестстепенна ракета с тегловна фракция на горивото 75% ще има изстрелно тегло от 600 т. Чрез увеличаване на теглото на горивото до 90% е възможно да се създаде космическа ракета само с две степени. Теглото й ще бъде около 850 т. Като удвоите броя на степените, можете да намалите теглото на ракетата до 140 т. А при шест степени теглото при излитане ще спадне до 116 тона.

Така броят на степените, тяхното конструктивно съвършенство и скоростта на изтичане на газ влияят върху теглото на ракетата.

Защо тогава с увеличаване на броя на степените необходимите резерви от гориво намаляват, а с тях и общото тегло на ракетата? Това е така, защото колкото по-голям е броят на етапите, толкова по-често ще се изхвърлят празните резервоари, по-бързо ще се освобождава ракетата от безполезния товар. В същото време, с увеличаване на броя на степените, отначало излетното тегло на ракетата намалява много, а след това ефектът от увеличаването на броя на степените става по-малко значителен. Може също да се отбележи, както ясно се вижда от графиките, че за ракети с относително лоша конструктивна характеристика увеличаването на броя на степени има по-голям ефект, отколкото при ракети с висок процент гориво във всеки етап. Това е съвсем разбираемо. Ако черупките на всеки етап са много тежки, тогава те трябва да бъдат пуснати възможно най-бързо. И ако корпусът е с много малко тегло, тогава не натоварва много ракетите и честите изпускания на празни корпуси вече нямат толкова голям ефект.

Когато ракетите летят до други планети, необходимият разход на гориво не се ограничава до количеството, необходимо за ускорение по време на излитане от Земята. Приближавайки се до друга планета, космическият кораб попада в нейната сфера на привличане и започва да се приближава към повърхността й с нарастваща скорост. Ако планетата е лишена от атмосфера, способна да угаси поне част от скоростта, тогава ракетата, когато падне върху повърхността на планетата, ще развие същата скорост, която е необходима, за да отлети от тази планета, т.е. втора космическа скорост. Стойността на втората космическа скорост, както е известно, е различна за всяка планета. Например за Марс е 5,1 км/сек, за Венера – 10,4 км/сек, за Луна – 2,4 км/сек. В случай, че ракетата лети до сферата на привличане на планетата, имайки определена скорост спрямо последната, скоростта на падане на ракетата ще бъде още по-голяма. Например, втората съветска космическа ракета достигна повърхността на Луната със скорост 3,3 км/сек. Ако задачата е да се осигури плавно кацане на ракетата на повърхността на Луната, тогава на борда на ракетата трябва да има допълнителни запаси от гориво. За гасене на всяка скорост е необходимо да се използва толкова гориво, колкото е необходимо ракетата да развие същата скорост. Следователно космическа ракета, предназначена за безопасно доставяне на някакъв вид товар до лунната повърхност, трябва да носи значителни запаси от гориво. Едностепенна ракета с полезен товар 1 тон трябва да има тегло 3-4,5 тона в зависимост от нейното съвършенство на дизайна.

По-рано показахме какво огромно тегло трябва да имат ракетите, за да изнесат в космоса товар от 1 тон, а сега виждаме, че само една трета или дори една четвърт от този товар може безопасно да бъде спусната на повърхността на Луната. Останалото трябва да бъде гориво, резервоари за съхранение, двигател и система за управление.

Какво трябва да бъде крайното тегло на космическа ракета, предназначена за безопасна доставка на научно оборудване или друг полезен товар с тегло 1 тон до лунната повърхност?

За да се даде представа за кораби от този тип, на нашата фигура е условно показана петстепенна ракета в разрез, предназначена да достави контейнер с научно оборудване с тегло 1 тон до лунната повърхност. Изчислението на тази ракета се основава на техническите данни, посочени в в големи количествакниги (например в книгите на В. Феодосиев и Г. Синярев „Въведение в ракетната техника“ и Сътън „Ракетни двигатели“).

Взети са ракетни двигатели с течно гориво. За подаване на гориво към горивните камери са предвидени турбопомпени агрегати, задвижвани от продуктите на разлагането на водороден пероксид. Приема се, че средната скорост на изтичане на газ за двигателите на първия етап е 2400 m/s. Двигателите на горните степени работят в силно разредени слоеве на атмосферата и в безвъздушно пространство, поради което ефективността им се оказва малко по-висока и за тях скоростта на изтичане на газ се приема за 2700 m/sec. За конструктивните характеристики на степените бяха приети такива стойности, които се намират в ракетите, описани в техническата литература.

С избраните изходни данни бяха получени следните тегловни характеристики на космическата ракета: излетно тегло - 3348 тона, в т.ч. 2892 тона гориво, 455 тона конструкция и 1 тон полезен товар. Теглото на отделните степени беше разпределено, както следва: първата степен - 2760 тона, втората - 495 тона, третата - 75,5 тона, четвъртата - 13,78 тона, петата - 2,72 тона Височината на ракетата достига 60 м. , диаметърът на долната степен - 10м

На първия етап бяха доставени 19 двигателя с тяга от 350 тона всеки. На втория - 3 от едни и същи двигателя, на третия - 3 двигателя с тяга по 60 т. На четвъртия - един с тяга 35 т и на последния етап - двигател с тяга 10 тона.

При излитане от повърхността на Земята двигателите на първата степен ускоряват ракетата до скорост от 2 km / s. След пускане на празното тяло на първия етап се включват двигателите на следващите три степени и ракетата придобива втора космическа скорост.

Освен това ракетата лети по инерция към Луната. Приближавайки се до повърхността си, ракетата обръща дюзата си надолу. Двигателят на петата степен е включен. Той намалява скоростта на падане и ракетата плавно се спуска към лунната повърхност.

Горната цифра и свързаните с нея изчисления, разбира се, не представляват реален проект за лунна ракета. Те са дадени само за да дадат първа представа за мащаба на космическите многостепенни ракети. Абсолютно ясно е, че дизайнът на ракетата, нейните размери и тегло зависят от нивото на развитие на науката и технологиите, от материалите, с които разполагат конструкторите, от използваното гориво и качеството на ракетните двигатели, от умението на неговите строители. Създаването на космически ракети предоставя безграничен простор за творчество на учени, инженери и технолози. Все още има много открития и изобретения, които трябва да бъдат направени в тази област. И с всяко ново постижение характеристиките на ракетите ще се променят.

Както съвременните дирижабли от типа Ил-18, ТУ-104, ТУ-114 не са като самолетите, летяли в началото на този век, така и космическите ракети ще се усъвършенстват непрекъснато. С течение на времето ракетните двигатели ще използват повече от енергия, за да летят в космоса. химична реакция, но и други източници на енергия, като енергията на ядрените процеси. С промяната на типовете ракетни двигатели ще се промени и дизайнът на самите ракети. Но забележителната идея на К. Е. Циолковски за създаването на „ракетни влакове“ винаги ще играе почетна роля в изучаването на необятните космически пространства.

Какво е устройството на многостепенна ракетанека да разгледаме класическия пример за ракета за космически полет, описан в трудовете на Циолковски, основателят на ракетната наука. Именно той беше първият, който публикува основната идея за производство на многостепенна ракета.

Принципът на ракетата.

За да преодолее гравитацията, ракетата се нуждае от голям запас от гориво и колкото повече гориво вземем, толкова по-голяма е масата на ракетата. Следователно, за да се намали масата на ракетата, те са изградени на принципа на многоетапност. Всяка степен може да се разглежда като отделна ракета със собствен ракетен двигател и захранване с гориво за полет.

Устройството на степените на космическа ракета.

Първият етап на космическа ракетанай-големият, в ракета за космически полет, може да има до 6 двигателя от 1-ви етап и колкото по-тежък трябва да бъде изнесен товарът в космоса, толкова повече двигатели са в първата степен на ракетата.

В класическата версия има три от тях, разположени симетрично по ръбовете на равнобедрен триъгълник, сякаш обграждат ракетата по периметъра. Този етап е най-големият и най-мощният, тя е тази, която откъсва ракетата. Когато горивото в първата степен на ракетата се изразходва, цялата степен се изхвърля.

След това движението на ракетата се контролира от двигателите на втория етап. Понякога ги наричат ​​ускоряващи, тъй като именно с помощта на двигателите на втория етап ракетата достига първата космическа скорост, достатъчна да достигне околоземната орбита.

Това може да се повтори няколко пъти, като всеки етап на ракетата тежи по-малко от предишния, тъй като силата на гравитацията на Земята намалява с изкачването.

Колко пъти този процес се повтаря, толкова много стъпки се съдържат в космическата ракета. Последният етап на ракетата е предназначен за маневриране (на всяка степен на ракетата има двигатели за корекция на полета) и доставка на полезния товар и астронавтите до местоназначението им.

Прегледахме устройството как работи ракетата, балистичните многостепенни ракети са подредени по абсолютно същия начин и не се различават фундаментално от космическите ракети, носещи ужасно оръжие ядрено оръжие. Те са способни напълно да унищожат както живота на цялата планета, така и самата нея.

Многостепенна балистични ракети излизат в околоземна орбита и от там поразяват наземни цели с разделени бойни глави с ядрени бойни глави. В същото време са достатъчни 20-25 минути, за да летят до най-отдалечената точка.