• Что можно приготовить из кальмаров: быстро и вкусно

    Рисунок из книги Казимира Сименовича Artis Magnae Artilleriae pars prima 1650 г.

    Многоступе́нчатая раке́та - летательный аппарат , состоящий из двух или более механически соединённых ракет , называемых ступенями , разделяющихся в полёте. Многоступенчатая ракета позволяет достигнуть скорости большей, чем каждая из её ступеней в отдельности.

    История

    Один из первых рисунков с изображением ракет был опубликован в труде военного инженера и генерала от артиллерии Казимира Сименовича, уроженца Витебского воеводства Речи Посполитой , «Artis Magnae Artilleriae pars prima» (лат. «Великое искусство артиллерии часть первая»), напечатанном в году в Амстердаме , Нидерланды . На нём - трехступенчатая ракета , в которой третья ступень вложена во вторую, а обе они вместе - в первую ступень. В головной части помещался состав для фейерверка . Ракеты были начинены твёрдым топливом - порохом . Это изобретение интересно тем, что оно более трёхсот лет назад предвосхитило направление, по которому пошла современная ракетная техника.

    Впервые идея использования многоступенчатых ракет для освоения космоса высказывается в трудах К. Э. Циолковского . В г. он выпустил в свет свою новую книгу под заглавием «Космические ракетные поезда ». Этим термином К. Циолковский назвал составные ракеты или, вернее, агрегат ракет, делающих разбег по земле, потом в воздухе и, наконец, в космическом пространстве. Поезд, составленный, например, из 5 ракет, ведётся сначала первой - головной ракетой; по использовании её горючего, она отцепляется и сбрасывается на землю. Далее, таким же образом, начинает работать вторая, затем третья, четвёртая и, наконец, пятая, скорость которой будет к тому времени достаточно велика, чтобы унестись в межпланетное пространство . Последовательность работы с головной ракеты вызвана стремлением заставить материалы ракет работать не на сжатие, а на растяжение, что позволит облегчить конструкцию. По Циолковскому, длина каждой ракеты - 30 метров. Диаметры - 3 метра. Газы из сопел вырываются косвенно к оси ракет, чтобы не давить на следующие ракеты. Длина разбега по земле - несколько сот километров .

    Несмотря на то, что в технических деталях ракетостроение пошло во многом по другому пути (современные ракеты, например, не «разбегаются» по земле, а взлетают вертикально, и порядок работы ступеней современной ракеты - обратный, по отношению к тому, о котором говорил Циолковкий), сама идея многоступенчатой ракеты и сегодня остаётся актуальной.

    Варианты компоновки ракет. Слева направо:
    1. одноступенчатая ракета;
    2. двуступенчатая ракета с поперечным разделением;
    3. двуступенчатая ракета с продольным разделением.
    4. Ракета с внешними топливными ёмкостями, отделяемыми после исчерпания топлива в них.

    Конструктивно многоступенчатые ракеты выполняются c поперечным или продольным разделением ступеней .
    При поперечном разделении ступени размещаются одна над другой и работают последовательно друг за другом, включаясь только после отделения предыдущей ступени. Такая схема даёт возможность создавать системы, в принципе, с любым количеством ступеней. Недостаток её заключается в том, что ресурсы последующих ступеней не могут быть использованы при работе предыдущей, являясь для неё пассивным грузом.

    При продольном разделении первая ступень состоит из нескольких одинаковых ракет (на практике, от 2-х до 8-и), располагающихся вокруг корпуса второй ступени симметрично, чтобы равнодействующая сил тяги двигателей первой ступени была направлена по оси симметрии второй, и работающих одновременно. Такая схема позволяет работать двигателю второй ступени одновременно с двигателями первой, увеличивая, таким образом, суммарную тягу, что особенно нужно во время работы первой ступени, когда масса ракеты максимальна. Но ракета с продольным разделением ступеней может быть только двуступенчатой.
    Существует и комбинированная схема разделения - продольно-поперечная , позволяющая совместить преимущества обеих схем, при которой первая ступень разделяется со второй продольно, а разделение всех последующих ступеней происходит поперечно. Пример такого подхода - отечественный носитель Союз .

    Уникальную схему двуступенчатой ракеты с продольным разделением имеет космический корабль Спейс Шаттл , первая ступень которого состоит из двух боковых твёрдотопливных ускорителей, а на второй ступени часть топлива содержится в баках орбитера (собственно многоразового корабля), а бо́льшая часть - в отделяемом внешнем топливном баке . Сначала двигательная установка орбитера расходует топливо из внешнего бака, а когда оно будет исчерпано, внешний бак сбрасывается и двигатели продолжают работу на том топливе, которое содержится в баках орбитера. Такая схема позволяет максимально использовать двигательную установку орбитера, которая работает на всём протяжении вывода корабля на орбиту.

    При поперечном разделении ступени соединяются между собой специальными секциями - переходниками - несущими конструкциями цилиндрической или конической формы (в зависимости от соотношения диаметров ступеней), каждый из которых должен выдерживать суммарный вес всех последующих ступеней, помноженный на максимальное значение перегрузки , испытываемой ракетой на всех участках, на которых данный переходник входит в состав ракеты.
    При продольном разделении на корпусе второй ступени создаются силовые бандажи (передний и задний), к которым крепятся блоки первой ступени.
    Элементы, соединяющие части составной ракеты, сообщают ей жёсткость цельного корпуса, а при разделении ступеней должны практически мгновенно освобождать верхнюю ступень. Обычно соединение ступеней выполняется с помощью пироболтов . Пироболт - это крепёжный болт, в стержне которого рядом с головкой создается полость, заполняемая бризантным взрывчатым веществом с электродетонатором . При подаче импульса тока на электродетонатор происходит взрыв, разрушающий стержень болта, в результате чего его головка отрывается. Количество взрывчатки в пироболте тщательно дозируется, чтобы, с одной стороны, гарантированно оторвать головку, а, с другой - не повредить ракету. При разделении ступеней на электродетонаторы всех пироболтов, соединяющих разделяемые части, одновременно подаётся импульс тока, и соединение освобождается.
    Далее ступени должны быть разведены на безопасное расстояние друг от друга. (Запуск двигателя высшей ступени вблизи низшей может вызвать прогар ее топливной емкости и взрыв остатков топлива, который повредит верхнюю ступень, или дестабилизирует её полет.) При разделении ступеней в атмосфере для их разведения может быть использована аэродинамическая сила встречного потока воздуха, а при разделении в пустоте иногда используются вспомогательные небольшие твёрдотопливные ракетные двигатели.
    На жидкостных ракетах эти же двигатели служат и для того, чтобы «осадить» топливо в баках верхней ступени: при выключении двигателя низшей ступени ракета летит по инерции, в соотоянии свободного падения, при этом жидкое топливо в баках находится во взвешенном состоянии, что может привести к сбою при запуске двигателя. Вспомогательные двигатели сообщают ступени небольшое ускорение, под действием которого топливо «оседает» на днища баков.
    На приведённом выше снимке ракеты


    Владельцы патента RU 2532289:

    Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель тяжелого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими кислородно-водородными ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, одну или несколько пар диаметрально противоположных отделяемых навесных топливных баков (НТБ), проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ с ДТБ и НТБ. Изобретение позволяет исключить поля падения отработанных топливных баков. 8 ил.

    Изобретение относится к конструкции ракет-носителей и может быть использовано при разработке одноступенчатых ракет-носителей для выведения полезных нагрузок на орбиту искусственного спутника Земли (ИСЗ).

    Следует отметить, что одноступенчатой ракете-носителю для достижения орбитальной скорости теоретически необходимо иметь конечную массу не более 7-10% от стартовой, что при даже существующих технологиях делает их труднореализуемыми и экономически неэффективными из-за низкой массы полезного груза. В истории мировой космонавтики одноступенчатые ракеты-носители практически не создавались - существовали только т.н. полутораступенчатые модификации (например, американской РН «Атлас» со сбрасываемыми дополнительными маршевыми двигателями). Наличие нескольких ступеней позволяет существенно увеличить отношение массы полезной нагрузки к начальной массе ракеты. В то же время многоступенчатые ракеты-носители требуют наличия территорий для падения промежуточных ступеней (Материал из Википедии - свободной энциклопедии).

    Известна одноступенчатая ракета-носитель ВР-190, представленная в книге В.Н.Кобелева и А.Г.Милованова «Средства выведения космических аппаратов», 2009 г. (глава 5, стр.134).

    Ракета-носитель ВР-190 была рассчитана для вертикального полета на высоту до 200 км.

    Принципиальным недостатком ракеты-носителя ВР-190 было отсутствие возможности выведения полезной нагрузки на орбиту ИСЗ.

    Современные работы в части ракет-носителей, основанные на использовании кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), показали благотворное влияние криогенного топлива на основные характеристики ракеты-носителя.

    Примером может служить ракета-носитель Дельта-4 (фирма Боинг, США), первая ступень которой согласно теоретическим расчетам может выводить полезные нагрузки на орбиту ИСЗ без использования второй ступени и, таким образом, выполнять роль одноступенчатой ракеты-носителя, правда полезная нагрузка при этом будет невелика (Новости космонавтики. Том 13, №1 (240), 2003 г., стр.46).

    Целью изобретения является устранение этого недостатка.

    Указанная цель достигается тем, что одноступенчатая ракета-носитель (фиг.1, 2), состоящая из двигательной установки с одним или несколькими кислородно-водородными ЖРД 1 и топливного бака 2, оснащена одним - двумя дополнительными топливными баками 3, которые по тандемной (продольной) схеме последовательно расположены на топливном баке 2 с помощью проставки 4, внутри которой установлена полезная нагрузка 5 и, кроме этого, ракета-носитель по пакетной (параллельной) схеме оснащена одной или несколькими парами навесных диаметрально противоположно расположенных относительно друг друга топливных баков 6, при этом баки горючего 7 и 8 и окислителя 9 и 10 топливных баков 3 и 6 соответственно соединены трубопроводами 11, 12 и 13, 14 с баками горючего 15 и окислителя 16 топливного бака ракеты-носителя 2.

    В процессе работы двигательной установки 1 и забора топлива из баков горючего 15 и окислителя 16 топливного бака ракеты-носителя 2 осуществляется одновременная подача топлива в эти баки соответственно из баков горючего 8 и окислителя 10 первой пары диаметрально противоположных относительно друг друга навесных баков 6.

    После выработки топлива из первой пары навесных топливных баков осуществляется их отделение и одновременный забор горючего (фиг.3, 4) и окислителя из следующей пары навесных топливных баков.

    После отделения последней пары навесных топливных баков одноступенчатая ракета-носитель использует топливо из топливного бака 3 (фиг.5, 6).

    После выработки топлива из бака 3 одноступенчатая ракета-носитель использует топливо из собственного топливного бака 2 вплоть до выхода на орбиту ИСЗ с дальнейшим отделением бака 3 (фиг.7, 8).

    Техническим результатом изобретения, основанного на использовании дополнительных топливных баков по тандемной и пакетной схемам, расположенных на топливном баке ракеты-носителя и сбрасываемых в процессе полета, является создание нового класса экологически чистых одноступенчатых ракет-носителей тяжелого класса, способных вывести полезную нагрузку на орбиту ИСЗ и являющихся экономичной и надежной транспортной системой. При этом сокращается номенклатура и количество используемых в одноступенчатой ракете-носителе дорогостоящих ЖРД и практически исключается проблема выбора места старта ракеты-носителя и полей падения, поскольку навесные топливные баки изготавливаются из алюминиевых сплавов и других материалов, сгорающих в атмосфере Земли.

    Одноступенчатая ракета-носитель тяжелого класса, состоящая из двигательной установки с одним или несколькими кислородно-водородными жидкостными ракетными двигателями и топливного бака, отличающаяся тем, что одноступенчатая ракета-носитель оснащена одним - двумя дополнительными топливными баками, которые по тандемной (продольной) схеме последовательно расположены на топливном баке ракеты-носителя с помощью проставки, и, кроме этого, ракета-носитель оснащена по пакетной (параллельной) схеме одной или несколькими парами диаметрально противоположных относительно друг друга топливных баков, при этом баки горючего и окислителя дополнительных топливных баков соединены трубопроводами с баками горючего и окислителя топливного бака одноступенчатой ракеты-носителя, при этом боковые навесные топливные баки установлены с возможностью их отделения после выработки топлива, дополнительные баки - с возможностью отделения.

    Похожие патенты:

    Изобретение относится к космонавтике, а именно к бакам для хранения компонентов ракетного топлива. Космическая пусковая установка содержит криогенный бак, содержащий оболочку, одну перегородку (ограничивающую верхний и нижний объём текучей среды) с центральным проёмом (связывающий верхний и нижний объём текучей среды), вентиляционный канал с корпусом, удерживающим барьером (стенка) или механическим ограничителем, и проходами в перегородке.

    Изобретение относится к композитным материалам, предназначенным для применения в космосе. Использование, по меньшей мере, одной полимеризуемой смолы R1, выбираемой из группы, состоящей из эпоксидированных полибутадиеновых смол и характеризующейся в неполимеризованном состоянии: - величиной общей потери массы (ОПМ), меньшей чем 10%, величиной восстановленной потери массы (ВПМ), меньшей чем 10%, и величиной собранного летучего конденсируемого материала (СЛКМ).

    Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов. Ёмкость изготавливают с тремя отверстиями для отвода пара, основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси спутника, направленная в сторону центра масс спутника, два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая параллельная ось емкости, параллельная оси спутника, направленная по направлению полета его.

    Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения.

    Изобретение относится к крылатым летательным аппаратам, в которых используется криогенное топливо, и касается ракетных блоков многоразового использования. Планер летательного аппарата включает корпус с криогенным цилиндрическим баком, крыло, элементы крепления крыла.

    Группа изобретений относится к конструкции частей и элементов летательного аппарата, преимущественно к устройству кормовой части космического самолета (КС), а также к способам коррекции траектории и оптимизации тяги ракетного двигателя КС.

    Изобретение относится к ракетно-космической технике, криогенной технике и касается пневмогидравлического соединения стыкуемых объектов. Устройство защиты пневмогидравлического соединения содержит кожух, который установлен на соединение и снабжен штуцером с заглушкой.

    Изобретение относится к ракетной технике, а именно к одноступенчатым ракетам-носителям. Одноступенчатая ракета-носитель содержит один или несколько жидкостных ракетных двигателей, топливный бак с баками горючего и окислителя, одну или несколько пар навесных топливных баков горючего и окислителя, соединенных соответственно с баками горючего и окислителя топливного бака.

    Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель тяжелого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими кислородно-водородными ЖРД, топливный бак, один или два отделяемых дополнительных топливных бака, установленных по тандемной схеме, одну или несколько пар диаметрально противоположных отделяемых навесных топливных баков, проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ с ДТБ и НТБ. Изобретение позволяет исключить поля падения отработанных топливных баков. 8 ил.

    На рис. 22 показано, что траектория баллистической ракеты, а следовательно, и дальность ее полета зависит от начальной скорости V 0 и угла Θ 0 между этой скоростью и горизонтом. Этот угол называется углом бросания.

    Пусть, например, угол бросания равен Θ 0 = 30°. В этом случае ракета, начавшая свой баллистический полет в точке 0 со скоростью V 0 = 5 км/сек, пролетит по эллиптической кривой II. При V 0 = 8 км/сек ракета пролетит по эллиптической кривой III, при V 0 = 9 км/сек - по кривой IV. Когда скорость будет увеличена до 11,2 км/сек, траектория из замкнутой эллиптической кривой превратится в незамкнутую параболическую и ракета уйдет из сферы притяжения земли (кривая V). При еще большей скорости уход ракеты будет совершаться по гиперболе (VI). Так меняется траектория ракеты при изменении начальной скорости, хотя угол бросания остается неизменным.

    Если сохранять постоянной начальную скорость, а менять только угол бросания, то траектория ракеты будет претерпевать не менее значительные изменения.

    Пусть, например, начальная "скорость равна V 0 = 8 км/час. Если ракету запустить вертикально вверх (угол бросания Θ 0 = 90°), то теоретически она поднимется на высоту, равную радиусу Земли, и вернется на Землю недалеко от старта (VII). При Θ 0 = 30° ракета полетит по уже рассмотренной нами эллиптической траектории (кривая III). Наконец при Θ 0 = 0° (запуск параллельно горизонту) ракета превратится в спутника Земли с круговой орбитой (кривая I).

    Эти примеры показывают, что только путем изменения угла бросания дальность ракет при той же начальной скорости 8 км/сек может иметь диапазон от нуля до бесконечности.

    Под каким углом ракета начнет свой баллистический полет? Это зависит от программы управления, которая задана ракете. Можно, например, для каждой начальной скорости выбрать наивыгоднейший (оптимальный) угол бросания, при котором дальность полета будет наибольшей. По мере увеличения начальной скорости этот угол уменьшается. Получающиеся при этом примерные значения дальности, высоты и времени полета показаны в табл. 4.

    Таблица 4

    Если угол бросания можно менять произвольно, то изменение начальной скорости ограничено, и увеличение ее на каждый 1 км/сек связано с большими техническими проблемами.

    К. Э. Циолковским дана формула, позволяющая определить идеальную * скорость ракеты в конце ее разгона двигателями:

    V ид = V ист · ln · G нач /G кон,

    где V ид - идеальная скорость ракеты в конце активного участка;

    V ист - скорость истечения газов из реактивного сопла двигателя;

    G нач - начальный вес ракеты;

    G кон - конечный вес ракеты;

    ln - знак натурального логарифма.

    С величиной скорости истечения газов из сопла ракетного двигателя мы познакомились в предыдущем разделе. Для жидких топлив, приведенных в табл. 3, эти скорости ограничены величиной 2200 - 2600 м/сек (или 2,2 - 2,6 км/сек), а для твердых топлив - величиной 1,6 - 2,0 км/сек.

    G нач обозначает начальный вес, т. е. полный вес ракеты перед стартом, а G кон - ее конечный вес в конце разгона (после израсходования топлива или выключения двигателей). Отношение этих весов G нач /G кон, входящее в формулу, называется числом Циолковского и косвенно характеризует вес топлива, израсходованного на разгон ракеты. Очевидно, чем больше число Циолковского, тем большую скорость разовьет ракета и, следовательно, тем дальше она пролетит (при прочих равных условиях), Однако число Циолковского, так же как и скорость истечения газов из сопла, имеет свои ограничения.

    На рис. 23 показаны разрез типовой одноступенчатой ракеты и ее весовая схема. Помимо баков с топливом, на ракете имеются двигатели, органы и системы управления, обшивка, полезный груз, имеются там и различные конструктивные элементы, вспомогательное оборудование. Поэтому конечный вес ракеты не может быть во много раз меньше ее начального веса. Например, немецкая ракета V-2 весила без топлива 3,9 т, а с топливом 12,9 т. Значит число Циолковского этой ракеты было равно: 12,9/3,9 = 3,31. На современном уровне развития зарубежного ракетостроения это отношение у иностранных ракет достигает величины 5 - 7.

    Подсчитаем идеальную скорость одноступенчатой ракеты, приняв V 0 = 2,6 км/сек. и G нач /G кон = 7,

    V ид = 2,6 · ln 7 = 2,6 · 1,946 ≈ 5 км/сек.

    Из табл. 4 видно, что такая ракета способна достичь дальности порядка 3 200 км. Однако ее фактическая скорость будет меньше 5 км/сек. поскольку двигатель расходует свою энергию не только на разгон ракеты, но и на преодоление сопротивления воздуха, на преодоление силы земного притяжения. Фактическая скорость ракеты составит всего 75 - 80% от идеальной. Следовательно, она будет иметь начальную скорость около 4 км/сек и дальность не более 1800 км * .

    * (Дальность, приведенная в табл. 4, дана приближенно, поскольку при ее подсчете не учитывался ряд факторов. Например, не учитывались участки траектории, лежащие в плотных слоях атмосферы, влияние вращения Земли. При стрельбе в восточном направлении дальность полета баллистических ракет получается большей, так как к их скорости относительно Земли прибавляется скорость вращения самой Земли. )

    Для создания межконтинентальной баллистической ракеты, запуска искусственных спутников Земли и космических кораблей, а тем более для посылки космических ракет на Луну и планеты необходимо сообщить ракете-носителю значительно большую скорость. Так, для ракеты с дальностью 9000 - 13000 км необходима начальная скорость порядка 7 км/сек. Первая космическая скорость, которую необходимо сообщить ракете, чтобы она могла стать спутником Земли с малой высотой орбиты, равна, как известно, 8 км/сек.

    Для выхода из сферы притяжения Земли ракету надо разогнать до второй космической скорости - 11,2 км/сек, для облета Луны (без возвращения на Землю) требуется скорость более 12 км/сек. Облет Марса без возвращения на Землю можно осуществить при начальной скорости около 14 км/сек, а с возвращением на орбиту вокруг Земли - около 27 км/сек. Скорость 48 км/сек требуется для сокращения продолжительности полета к Марсу и обратно до трех месяцев. Увеличение скорости ракеты, в свою очередь, требует расходования все возрастающего количества топлива на разгон.

    Пусть, например, мы построили ракету, весящую без топлива 1 кг. Если мы захотим сообщить ей скорость 3, 6, 9 и 12 км/сек, то сколько топлива потребуется для этого заправить в ракету и сжечь при разгоне? Необходимое количество топлива * показано в табл. 5.

    * (При скорости истечения 3 км/сек. )

    Таблица 5

    Не подлежит сомнению, что в корпусе ракеты, "сухой" вес которой равен всего 1 кг, нам удастся вместить 1,7 кг топлива. Но очень сомнительно, что в ней можно разместить его 6,4 кг. И, очевидно, совершенно невозможно заправить в нее 19 или 54 кг топлива. Простой, но достаточно прочный бак, вмещающий такое количество топлива, весит уже значительно больше килограмма. Например, известная автомобилистам двадцатилитровая канистра весит около 3 кг. "Сухой" же вес ракеты, помимо бака, должен включать в себя вес двигателей, конструкции, полезного груза и т. д.

    Наш великий соотечественник К. Э. Циолковский нашел другой (и пока единственный) путь, позволяющий решить такую трудную задачу, как достижение ракетой тех скоростей, которые сегодня требуются практикой. Этот путь состоит в создании многоступенчатых ракет.

    Типовая многоступенчатая ракета изображена на рис. 24. Она состоит из полезного груза И нескольких отделяемых ступеней с силовой установкой и запасом топлива в каждой. Двигатель первой ступени сообщает полезному грузу, а также второй и третьей ступеням (второй субракете) скорость ν 1 . После израсходования топлива первая ступень отделяется от остальной части ракеты и падает на землю, а на ракете включается двигатель второй ступени. Под действием его тяги оставшаяся часть ракеты (третья субракета) приобретает дополнительную скорость ν 2 . Затем вторая ступень после израсходования топлива также отделяется от оставшейся части ракеты и падает на землю. В это время включается двигатель третьей ступени и сообщает полезному грузу добавочную скорость ν 3 .

    Таким образом, в многоступенчатой ракете полезный груз разгоняется многократно. Полная идеальная скорость трехступенчатой ракеты будет равна сумме трех идеальных скоростей, полученных от каждой ступени:

    V ид 3 = ν 1 + ν 2 + ν 3 .

    Если скорость истечения газов из двигателей всех ступеней одинакова и после отделения каждой из них не меняется отношение начального веса оставшейся части ракеты к конечному, то приросты скорости ν 1 , ν 2 и ν 3 будут равны между собой. Тогда можно считать, что скорость ракеты, состоящей из трех (или вообще п) ступеней, будет равна утроенной (или увеличенной в n раз) скорости одноступенчатой ракеты.

    Фактически в каждой ступени многоступенчатых ракет могут стоять двигатели, дающие разные скорости истечения; постоянное отношение весов может не выдерживаться; сопротивление воздуха по мере изменения скорости полета и притяжение Земли по мере удаления от нее изменяются. Поэтому конечная скорость многоступенчатой ракеты не может быть определена простым умножением скорости одноступенчатой ракеты на число ступеней * . Но остается справедливым, что путем увеличения числа ступеней скорость ракеты может быть увеличена во много раз.

    * (Следует также иметь в виду, что между выключением одной ступени и включением другой может быть временной интервал, в течение которого ракета летит по инерции. )

    Кроме того, многоступенчатая ракета может обеспечить заданную дальность полета одного и того же полезного груза при значительно меньшем общем расходе топлива и стартовом весе, чем одноступенчатая ракета. Неужели человеческий разум сумел обойти законы природы? Нет. Просто человек, познав эти законы, может экономить на топливе и весе конструкции, выполняя поставленную задачу. В одноступенчатой ракете мы от самого старта и до конца активного участка разгоняем весь ее "сухой" вес. В многоступенчатой ракете мы этого не делаем. Так, в трехступенчатой ракете вторая ступень уже не тратит топлива на разгон "сухого" веса первой ступени, ибо последняя отбрасывается. Третья ступень также не тратит топлива на разгон "сухого", веса первой и второй ступеней. Она разгоняет только себя и полезный груз. Третью (и вообще последнюю) ступень можно было бы уже не отсоединять от головной части ракеты, потому что дальнейшего разгона не требуется. Но во многих случаях она все же отделяется. Так, отделение последних ступеней практикуется у ракет-носителей спутников, космических ракет и таких боевых ракет, как "Атлас", "Титан", "Минитмэн", "Юпитер", "Поларис" и др.

    Когда в космос запускается научная аппаратура, помещенная в головной части ракеты, то предусматривается отделение последней ступени. Это необходимо для правильного функционирования аппаратуры. Когда запускается спутник, также предусматривается его отделение от последней ступени. Благодаря этому уменьшается сопротивление и он может существовать длительное время. При запуске боевой баллистической ракеты предусматривается отделение последней ступени от боевой головки, вследствие этого труднее становится обнаружить боевую головку и попасть в нее антиракетой. Более того, отделившаяся при снижении ракеты последняя ступень становится ложной целью. Если при возвращении в атмосферу предусмотрено управлять боевой головкой или стабилизировать ее полет, то без последней ступени управлять ею легче, так как она обладает меньшей массой. Наконец, если последнюю ступень не отделить от боевой головки, то надо будет защищать ту и другую от нагрева и сгорания, что невыгодно.

    Безусловно, задача получения высоких скоростей движения будет решаться не только созданием многоступенчатых ракет. Этот способ имеет и свои недостатки. Дело в том, что с увеличением числа ступеней сильно осложняется конструкция ракет. Появляется необходимость в сложных механизмах для отделения ступеней, Поэтому ученые всегда будут стремиться к минимальному числу ступеней, а для этого, прежде всего необходимо научиться получать все большие и большие скорости истечения продуктов сгорания или продуктов какой-либо другой реакции.

    Главная Энциклопедия Словари Подробнее

    Многоступенчатая ракета

    Ракета, у которой ракета-носитель включает более чем одну ступень. Ступень – это отделяемая в процессе полета часть ракеты, включающая агрегаты и системы, завершившие свое функционирование к моменту отделения. Главной составной частью ступени является двигательная установка (см. Ракетный двигатель) ступени, время функционирования которой определяет время функционирования других элементов ступени.

    Двигательные установки, принадлежащие разным ступеням, могут функционировать как последовательно, так и параллельно. При последовательном функционировании маршевая двигательная установка последующей ступени включается после завершения работы маршевой двигательной установки предыдущей ступени. При параллельном функционировании маршевые двигательные установки смежных ступеней работают вместе, но двигательная установка предшествующей ступени завершает функционирование и отделяется до завершения работы последующей ступени. Номера ступеней определяются по порядку их отделения от ракеты.

    Прообразом многоступенчатых ракет являются составные ракеты, у которых не предполагалось последовательно отделять отработавшие части. Впервые о составных ракетах упоминается еще в XVI веке в работе «О пиротехнике» (Венеция, 1540) итальянского ученого и инженера Ванноччо Бирингуччо (1480-1539).

    В XVII веке польско-белорусско-литовский ученый Казимир Семинович (Семинавичус) (1600-1651) в своей книге «Великое искусство артиллерии» (Амстердам, 1650), которая на протяжении 150 лет являлась основополагающим научным трудом по артиллерии и пиротехнике, приводит чертежи многоступенчатых ракет. Именно Семенович, по мнению многих специалистов, является первым изобретателем многоступенчатой ракеты.

    Первый патент в 1911 на многоступенчатую ракету получил бельгийский инженер Андре Бинг. Ракета Бинга перемещалась за счет последовательного подрыва пороховых шашек. В 1913 обладателем патента стал американский ученый Роберт Годдард. В конструкции ракеты Годара предусмотрено последовательное отделение ступеней.

    В начале XX века исследованием многоступенчатых ракет занимался целый ряд известных ученых. Наиболее значительный вклад в идею создания и практического использования многоступенчатых ракет внес К.Э. Циолковский (1857-1935), изложивший свои взгляды в работах «Ракетные космические поезда» (1927) и «Наибольшая скорость ракеты» (1935). Идеи Циолковского К.Э. получили широкое распространение и реализацию.

    В РВСН первой многоступенчатой ракетой, принятой на вооружение в 1960 году, была ракета Р-7 (см. Ракета стратегического назначения). Двигательные установки двух ступеней ракеты, размещенные параллельно, использующие в качестве компонентов топлива жидкий кислород и керосин, обеспечивали доставку 5400 кг. полезной нагрузки на дальность до 8000 км. Достигнуть тех же результатов одноступенчатой ракетой было невозможно. Кроме того, на практике было установлено, что при переходе от одноступенчатой к двухступенчатой конструкции ракеты можно добиваться многократного увеличения дальности при менее значительном росте стартовой массы.

    Это преимущество ярко проявилось при создании одноступенчатой ракеты средней дальности Р-14 и двухступенчатой межконтинентальной ракеты Р-16. При сходстве основных энергетических характеристик дальность полета ракеты Р-16 больше, чем ракеты Р-14 в 2,5 раза, при этом ее стартовая масса больше только в 1,6 раза.

    При создании современных ракет выбор числа ступеней определяется многими факторами, а именно, энергетическими характеристиками топлив, свойствами конструкционных материалов, совершенством конструктивного исполнения агрегатов и систем ракеты и др. Также учитывается, что конструкция ракеты с меньшим числом ступеней проще, ее стоимость ниже, время создания короче. Анализ конструкции современных ракет позволяет выявить зависимость числа ступеней от вида топлива и дальности полета.

    Проект разработан по просьбе венчурного инвестора из ЕС.

    Стоимость выведения на орбиту космических аппаратов пока очень велика. Это объясняется высокой стоимостью ракетных двигателей, дорогой системой управления, дорогими материалами, используемыми в напряженной конструкции ракет и их двигателей, сложной и, как правило, дорогостоящей технологией их изготовления, подготовки к пуску и, главным образом, их одноразовым использованием.

    Доля стоимости носителя в общей стоимости запуска космического аппарата бывает разной. Если носитель серийный, а аппарат уникальный, то около 10%. Если наоборот - может достигать 40% и более. Это очень дорого, и поэтому возникла мысль, создать ракету-носитель, которая, подобно воздушному лайнеру, взлетала бы с космодрома, совершала полет на орбиту и, оставив там спутник или космический корабль, возвращалась на космодром.

    Первой попыткой реализации такой идеи было создание системы «Спейс шаттл». На основании анализа недостатков одноразовых носителей и системы «Спейс шаттл», который сделан Константином Феоктистовым (К. Феоктистов. Траектория жизни. Москва: Вагриус, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Глава 8. Ракета как самолет) , складывается представление о качествах, которыми должна обладать хорошая ракета-носитель, обеспечивающая доставку на орбиту полезного груза с минимальными затратами и с максимальной надежностью. Она должна быть системой многоразового использования, способной совершать 100–1000 полетов. Многоразовость нужна как для снижения затрат на каждый полет (расходы на разработку и изготовление распределяются на количество полетов), так и для повышения надежности выведения полезного груза на орбиту: каждая поездка на автомобиле и полет самолета подтверждают правильность его конструкции и качественное изготовление. Следовательно, можно снижать затраты на страхование полезного груза и страхование самой ракеты. По-настоящему надежными и недорогими в эксплуатации машинами могут быть только многоразовые - такие, как паровоз, автомобиль, самолет.

    Ракета должна быть одноступенчатой. Это требование, как и многоразовость, связано и с минимизацией расходов, и с обеспечением надежности. Действительно, если ракета многоступенчатая, то даже если все ее ступени благополучно возвращаются на Землю, то перед каждым стартом их надо собирать в единое целое, а проверить правильность сборки и функционирования процессов разделения ступеней после сборки невозможно, так как при каждой проверке собранная машина должна рассыпаться. Не испытываемые, не проверяемые на функционирование после сборки, соединения становятся как бы одноразовыми. И пакет, соединенный узлами с пониженной надежностью, тоже становится в какой-то степени одноразовым. Если ракета многоступенчатая, то расходы на ее эксплуатацию больше, чем на эксплуатацию одноступенчатой машины по следующим причинам:

    • Для одноступенчатой машины не требуются расходы на сборку.
    • Не нужно выделять на поверхности Земли районы приземления для посадки первых ступеней, а следовательно, не нужно платить за их аренду, за то, что эти районы не используются в хозяйстве.
    • Нет необходимости платить за транспортировку первых ступеней к месту старта.
    • Заправка многоступенчатой ракеты требует более сложной технологии, большего времени. Сборка пакета и доставка ступеней к месту старта не поддаются простейшей автоматизации и, следовательно, требуют участия большего количества специалистов при подготовке такой ракеты к очередному полету.

    Ракета должна использовать в качестве топлива водород и кислород, в результате горения которых на выходе из двигателя образуются экологически чистые продукты сгорания при высоком удельном импульсе. Экологическая чистота важна не только для работ, проводимых на старте, при заправке, в случае аварии, но и в не меньшей степени во избежание вредного воздействия продуктов сгорания на озоновый слой атмосферы.

    Среди самых проработанных проектов одноступенчатых космических аппаратов за рубежом стоит выделить Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 и Roton. Если Skylon и X-33 - это крылатые аппараты, то DC-X и Roton это ракеты вертикального взлета и вертикальной посадки. К тому же, оба они дошли до создания тестовых образцов. Если у Roton был только атмосферный прототип для отработки посадки на авторотации, то прототип DC-X совершил несколько полетов на высоту несколько километров на жидкостном ракетном двигателе (ЖРД) на жидких кислороде и водороде.

    Техническое описание ракеты «Зея»

    Для радикального снижения стоимости выведения грузов в космос «Лин Индастриал» предлагает создать ракету-носитель (РН) «Зея». Это одноступенчатая, многоразовая транспортная система с вертикальным взлетом и вертикальной посадкой. В ней используются экологически безопасные и высокоэффективные компоненты топлива: окислитель - жидкий кислород, горючее - жидкий водород.

    РН состоит из бака окислителя (над которым размещается теплозащитный экран для входа в атмосферу и ротор системы мягкой посадки), отсека полезной нагрузки, приборного отсека, бака горючего, хвостового отсека с двигательной установкой и посадочного устройства. Баки горючего и окислителя - сегментально-конические, несущие, композитные. Наддув бака горючего осуществляется за счет газификации жидкого водорода, а бака окислителя - за счет сжатого гелия из баллонов высокого давления. Маршевая двигательная установка состоит из 36 расположенных по окружности двигателей и сопла внешнего расширения в виде центрального тела. Управление во время работы маршевого двигателя по тангажу и рысканию осуществляется с помощью дросселирования диаметрально расположенных двигателей, по крену - с помощью восьми двигателей на газообразных компонентах топлива, расположенных под отсеком полезной нагрузки. Для управления на участке орбитального полета используются двигатели на газообразных компонентах топлива.

    Схема полета «Зеи» следующая. После выхода на опорную околоземную орбиту, ракета, если это необходимо, производит орбитальные маневры для выхода на целевую орбиту, после чего, открыв отсек полезной нагрузки (массой до 200 кг), отделяет ее.

    В течение одного витка по околоземной орбите с момента старта, выдав тормозной импульс, «Зея» совершает посадку в районе космодрома пуска. Высокая точность посадки обеспечивается за счет использования аэродинамического качества, создаваемого формой ракеты, для бокового маневра и маневра по дальности. Мягкая посадка осуществляется за счет снижения с использованием принципа авторотации и восьми посадочных амортизаторов.

    Экономика

    Ниже приведена оценка сроков и стоимости работы до первого пуска:

    • Аванпроект: 2 месяца - €2 млн
    • Создание двигательной установки, разработка композитных баков и системы управления: 12 месяцев - €100 млн
    • Создание стендовой базы, постройка прототипов, подготовка и модернизация производства, эскизный проект: 12 месяцев - €70 млн
    • Отработка узлов и систем, испытания прототипа, огневые испытания летного изделия, технический проект: 12 месяцев - €143 млн

    Итого: 3,2 года, €315 млн

    По нашим оценкам, себестоимость одного пуска составит €0,15 млн, а стоимость межполетного обслуживания и накладных расходов - около €0,1 млн за межпусковой период. Если установить цену запуска в €35 тыс. за 1 кг (при себестоимости €1250/кг), что близко к цене запуска на ракете «Днепр» для иностранных заказчиков, то весь пуск (200 кг полезной нагрузки) обойдется заказчику в €7 млн. Таким образом, проект окупится за 47 пусков.

    Вариант «Зеи» с двигателем на трех компонентах топлива

    Еще один способ увеличить эффективность одноступенчатой РН - переход на ЖРД с тремя компонентами топлива.

    С начала 1970-х годов в СССР и США изучалась концепция трехкомпонентных двигателей, которые сочетали бы в себе высокое значение удельного импульса при использовании водорода в качестве горючего, и более высокую усредненную плотность топлива (а, следовательно, меньший объем и вес топливных баков), характерную для углеводородного горючего. При запуске такой двигатель работал бы на кислороде и керосине, а на больших высотах переключался на использование жидких кислорода и водорода. Такой подход, возможно, позволит создать одноступенчатый космический носитель.

    В нашей стране были разработаны трехкомпонентные двигатели РД-701, РД-704 и РД0750, однако они не были доведены до стадии создания опытных образцов. НПО «Молния» в 1980-х разработала Многоцелевую авиационно-космическую систему (МАКС) на ЖРД РД-701 с топливом кислород + керосин + водород. Расчеты и конструирование трехкомпонентных ЖРД велись и в Америке (см., например, Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines, and Results of Vehicle Studies, авторов James A. Martin и Alan W. Wilhite, опубликованную в мае 1979 года в Am erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) Paper No. 79-0878).

    Мы полагаем, что для трехкомпонентной «Зеи» вместо традиционно предлагаемого для подобных ЖРД керосина следует использовать жидкий метан. На это есть множество причин:

    • «Зея» в качестве окислителя использует жидкий кислород, кипящий при температуре -183 градуса Цельсия, то есть в конструкции ракеты и заправочного комплекса уже используется криогенное оборудование, а значит не будет принципиальных сложностей в замене бака керосина на бак метана при -162 градусах Цельсия.
    • Метан по эффективности превосходит керосин. Удельный импульс (УИ, мера эффективности ЖРД - отношение создаваемого двигателем импульса к расходу топлива) топливной пары метан + жидкий кислород превосходит УИ пары керосин + жидкий кислород примерно на 100 м/с.
    • Метан дешевле керосина.
    • В отличие от керосиновых в двигателях на метане почти отсутствует коксование, то есть, проще говоря, образование трудно удаляемого нагара. А, значит, такие двигатели удобнее использовать в многоразовых системах.
    • При необходимости метан можно заменить схожим по характеристикам сжиженным природным газом (СПГ). СПГ почти полностью состоит из метана, обладает схожими физико-химическими характеристиками и немного проигрывает чистому метану по эффективности. При этом СПГ в 1,5–2 раза дешевле керосина и намного доступнее. Дело в том, что Россия покрыта обширной сетью газопроводов с природным газом. Достаточно отвести ветку к космодрому и построить небольшой комплекс по сжижению газа. Также в России построен завод по производству СПГ на Сахалине и два малотоннажных комплекса по сжижению в Санкт-Петербурге. Планируется постройка еще пяти заводов в разных точках РФ. При этом для производства ракетного керосина нужны особые сорта нефти, добытые на строго определенных месторождениях, запасы которых в России истощаются.

    Схема работы трехкомпонентной РН следующая. Вначале сжигается метан - топливо с высокой плотностью, но сравнительно небольшим удельным импульсом в пустоте. Затем сжигается водород - топливо с низкой плотностью и максимально высоким удельным импульсом. Оба вида топлива сжигаются в единой двигательной установке. Чем выше доля топлива первого типа, тем меньше масса конструкции, но тем больше масса топлива. Соответственно, чем выше доля топлива второго вида, тем меньше потребный запас топлива, но тем больше масса конструкции. Следовательно, можно найти оптимальное соотношение между массами жидких метана и водорода.

    Мы провели соответствующие расчеты, приняв коэффициент топливных отсеков для водорода равным 0,1, а для метана - 0,05. Коэффициент топливных отсеков - это отношение конечной массы топливного отсека к массе располагаемого запаса топлива. В конечную массу топливного отсека включаются массы гарантийного запаса топлива, невырабатываемые остатки компонентов ракетного топлива и масса газов наддува.

    Расчеты показали, что трехкомпонентная «Зея» будет выводить на низкую околоземную орбиту 200 кг полезной нагрузки при массе своей конструкции в 2,1 т и стартовой массе 19,2 т. Двухкомпонентная «Зея» на жидком водороде сильно проигрывает: масса конструкции - 4,8 т, а стартовая масса - 37,8 т.

    Читать еще: