Višestepena raketa: Ministarstvo odbrane Ruske Federacije. Zašto se rakete prave višestepene? Šema sa visećim rezervoarima

Projekat je razvijen na zahtjev rizičnog investitora iz EU.

Troškovi lansiranja svemirskih letjelica u orbitu su i dalje veoma visoki. To je zbog visoke cijene raketnih motora, skupog upravljačkog sistema, skupih materijala koji se koriste u napregnutom dizajnu raketa i njihovih motora, složene i obično skupe tehnologije njihove proizvodnje, pripreme za lansiranje i, uglavnom, njihovog jednokratnog koristiti.

Udio troškova nosača u ukupnim troškovima lansiranja svemirske letjelice varira. Ako je medij serijski, a uređaj jedinstven, onda oko 10%. Naprotiv, može dostići 40% ili više. To je vrlo skupo i stoga se pojavila ideja da se napravi lansirno vozilo koje bi poput zračnog lajnera poletjelo s kosmodroma, odletjelo u orbitu i, ostavljajući tamo satelit ili svemirski brod, vraćalo se na kosmodrom.

Prvi pokušaj implementacije takve ideje bilo je stvaranje sistema Space Shuttle. Na osnovu analize nedostataka jednokratnih nosača i sistema Space Shuttle, koju je uradio Konstantin Feoktistov (K. Feoktistov. Putanja života. Moskva: Vagrius, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Poglavlje 8. Raketa kao avion), postoji ideja o kvalitetama koje dobra lansirna raketa treba da ima kako bi osigurala isporuku korisnog tereta u orbitu uz minimalne troškove i uz maksimalnu pouzdanost. To bi trebao biti sistem za višekratnu upotrebu sposoban za 100-1000 letova. Ponovna upotreba je potrebna kako za smanjenje troškova svakog leta (troškovi razvoja i proizvodnje raspoređeni su na broj letova), tako i za povećanje pouzdanosti lansiranja korisnog tereta u orbitu: svako putovanje automobilom i let aviona potvrđuje ispravnost svojim dizajnom i visokokvalitetnom proizvodnjom. Shodno tome, moguće je smanjiti troškove osiguranja nosivosti i osiguranja same rakete. Samo mašine za višekratnu upotrebu mogu biti zaista pouzdane i jeftine za rad - kao što su parna lokomotiva, automobil, avion.

Raketa mora biti jednostepena. Ovaj zahtjev, poput ponovne upotrebe, povezan je sa minimiziranjem troškova i osiguravanjem pouzdanosti. Zaista, ako je raketa višestepena, onda čak i ako se svi njeni stepeni sigurno vrate na Zemlju, tada se prije svakog lansiranja moraju sastaviti u jednu cjelinu i nemoguće je provjeriti ispravnu montažu i funkcioniranje procesa razdvajanja stupnjeva. nakon montaže, jer se sa svakom proverom sastavljena mašina mora raspasti. Nisu testirani, nisu testirani za funkcioniranje nakon montaže, priključci postaju, takoreći, jednokratni. I paket povezan čvorovima smanjene pouzdanosti također postaje jednokratan u određenoj mjeri. Ako je raketa višestepena, onda je trošak njenog rada veći od cijene rada jednostepene mašine iz sljedećih razloga:

• Za jednostepenu mašinu nisu potrebni nikakvi troškovi montaže.
• Nema potrebe da se za sletanje prvih etapa dodeljuju površine za sletanje na Zemljinoj površini, a samim tim, nema potrebe da se plaća njihova zakupnina, jer se ta područja ne koriste u privredi.
• Nije potrebno plaćati prijevoz prvih koraka do mjesta lansiranja.
• Dopunjavanje višestepene rakete zahteva složeniju tehnologiju, više vremena. Sastavljanje paketa i dostava stepenica na mjesto lansiranja nisu podložni jednostavnoj automatizaciji i stoga zahtijevaju sudjelovanje više stručnjaka u pripremi takve rakete za sljedeći let.

Raketa mora koristiti vodonik i kisik kao gorivo, zbog čega sagorijevanje proizvodi ekološki prihvatljive proizvode izgaranja na izlazu motora s visokim specifičnim impulsom. Čistoća okoliša važna je ne samo za radove koji se izvode na početku, tokom punjenja goriva, u slučaju nesreće, već i za izbjegavanje štetnog djelovanja produkata sagorijevanja na ozonski omotač atmosfere.

Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 i Roton su među najrazvijenijim projektima jednostepenih svemirskih letjelica u inostranstvu. Ako su Skylon i X-33 vozila sa krilima, onda su DC-X i Roton rakete za vertikalno poletanje i vertikalno sletanje. Osim toga, obojica su otišli čak i do stvaranja testnih uzoraka. Ako je Roton imao samo atmosferski prototip za uvježbavanje autorotacionog slijetanja, tada je prototip DC-X napravio nekoliko letova do visine od nekoliko kilometara na raketnom motoru na tekuće gorivo (LRE) na tekući kisik i vodik.

Tehnički opis rakete Zeya

Kako bi radikalno smanjio trošak lansiranja tereta u svemir, Lin Industrial predlaže stvaranje rakete za lansiranje Zeya (LV). To je jednostepeni, višekratni transportni sistem za vertikalno poletanje i vertikalno sletanje. Koristi ekološki prihvatljive i visoko efikasne komponente goriva: oksidant - tečni kiseonik, gorivo - tečni vodonik.

Lansirna raketa se sastoji od rezervoara za oksidator (iznad kojeg je toplotni štit za ulazak u atmosferu i rotor za meko sletanje), odeljka za teret, odeljka za instrumente, rezervoara za gorivo, repnog prostora sa pogonskim sistemom i stajnog trapa. Rezervoari goriva i oksidatora - segmentno-konusni, nosivi, kompozitni. Rezervoar goriva je pod pritiskom gasifikacijom tečnog vodika, a rezervoar oksidatora je pod pritiskom kompresovanog helijuma iz cilindara visokog pritiska. Marširajući pogonski sistem sastoji se od 36 motora smještenih po obodu i vanjske ekspanzione mlaznice u obliku središnjeg tijela. Upravljanje tokom rada glavnog motora po nagibu i skretanju vrši se prigušivanjem dijametralno lociranih motora, u kotrljanju - uz pomoć osam motora na plinovitim gorivnim komponentama smještenim ispod teretnog prostora. Za upravljanje u segmentu orbitalnog leta koriste se motori na plinovitim pogonskim komponentama.

Šema leta Zeya je sljedeća. Nakon ulaska u referentnu orbitu oko Zemlje, raketa, po potrebi, izvodi orbitalne manevre za ulazak u ciljnu orbitu, nakon čega ga otvaranjem prostora za teret (težine do 200 kg) odvaja.

Tokom jedne revolucije u orbiti oko Zemlje od trenutka lansiranja, davši impuls kočenja, Zeya slijeće u područje lansirnog kosmodroma. Visoka preciznost pri slijetanju osigurana je korištenjem omjera podizanja i otpora stvorenog oblikom rakete za bočne manevre i manevre dometa. Meko slijetanje se izvodi spuštanjem po principu autorotacije i osam amortizera za slijetanje.

Ekonomija

Ispod je procjena vremena i troškova rada prije prvog pokretanja:

• Pilot projekat: 2 mjeseca - 2 miliona eura
• Izrada pogonskog sistema, razvoj kompozitnih rezervoara i upravljačkog sistema: 12 meseci - 100 miliona evra
• Izrada klupe, izrada prototipova, priprema i modernizacija proizvodnje, nacrt projekta: 12 meseci - 70 miliona evra
• Razvoj komponenti i sistema, ispitivanje prototipa, vatrogasna ispitivanja letačkog proizvoda, tehnički dizajn: 12 meseci - 143 miliona evra

Ukupno: 3,2 godine, 315 miliona eura

Prema našim procjenama, trošak jednog lansiranja iznosit će 0,15 miliona eura, a troškovi održavanja među letovima i režijski troškovi oko € 0,1 milion za period između lansiranja. Ako postavite početnu cijenu u € 35 hiljada po 1 kg (po cijeni od 1250 €/kg), što je blizu cijene lansiranja rakete Dnjepar za strane kupce, cjelokupno lansiranje (200 kg nosivosti) koštat će kupca € 7 miliona Tako će se projekat isplatiti u 47 lansiranja.

Zeya varijanta sa trokomponentnim motorom

Drugi način da se poveća efikasnost jednostepene lansirne rakete je prelazak na LRE sa tri komponente goriva.

Od ranih 1970-ih u SSSR-u i SAD-u se proučava koncept trokomponentnih motora koji bi kombinovao visok specifični impuls pri korištenju vodika kao goriva i veću prosječnu gustinu goriva (i, posljedično, manju zapreminu). i težina rezervoara za gorivo), karakteristika ugljikovodičnih goriva. Prilikom pokretanja, takav motor bi radio na kisik i kerozin, a na velikim visinama bi se prebacio na korištenje tekućeg kisika i vodika. Takav pristup može omogućiti stvaranje jednostepenog svemirskog nosača.

U našoj zemlji su razvijeni trokomponentni motori RD-701, RD-704 i RD0750, ali nisu dovedeni u fazu stvaranja prototipova. Osamdesetih godina prošlog veka, NPO Molniya je razvio višenamenski vazduhoplovni sistem (MAKS) zasnovan na raketnom motoru na tečno gorivo RD-701 sa kiseonikom + kerozin + vodonik gorivo. Proračuni i projektovanje trokomponentnih raketnih motora takođe su vršeni u Americi (vidi, na primjer, Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines, and Results of Vehicle Studies, James A. Martin i Alan W. Wilhite , objavljen u maju 1979. u Am Erikanski institut za aeronautiku i astronautiku (AIAA) Rad br. 79-0878).

Vjerujemo da bi se za trokomponentni Zeya trebao koristiti tekući metan umjesto kerozina koji se tradicionalno nudi za takve raketne motore na tečno gorivo. Postoji mnogo razloga za to:

• Zeya koristi tečni kiseonik kao oksidant, ključajući na temperaturi od -183 stepena Celzijusa, odnosno kriogena oprema se već koristi u dizajnu rakete i kompleksa za punjenje goriva, što znači da neće biti fundamentalnih poteškoća u zamjeni kerozina rezervoar sa rezervoarom za metan na -162 stepena Celzijusa.
• Metan je efikasniji od kerozina. Specifični impuls (SI, mjera efikasnosti LRE - omjer impulsa koji stvara motor i potrošnje goriva) para goriva metan + tekući kisik premašuje SI para kerozin + tekući kisik za oko 100 m/s.
• Metan je jeftiniji od kerozina.
• Za razliku od kerozinskih motora, kod motora na metan gotovo da nema koksovanja, odnosno stvaranja čađi koja se teško uklanja. I stoga su takvi motori prikladniji za korištenje u sistemima za višekratnu upotrebu.
• Ako je potrebno, metan se može zamijeniti sličnim ukapljenim prirodnim plinom (LNG). LNG se gotovo u potpunosti sastoji od metana, ima slične fizičke i hemijske karakteristike i nešto je manje efikasan od čistog metana. Istovremeno, LNG je 1,5-2 puta jeftiniji od kerozina i mnogo pristupačniji. Činjenica je da je Rusija pokrivena širokom mrežom gasovoda. Dovoljno je odvesti granu do kosmodroma i izgraditi mali kompleks za ukapljivanje gasa. Takođe u Rusiji je izgrađena fabrika za proizvodnju LNG-a na Sahalinu i dva mala kompleksa za ukapljivanje u Sankt Peterburgu. Planirana je izgradnja još pet postrojenja u različitim dijelovima Ruske Federacije. Istovremeno, proizvodnja raketnog kerozina zahtijeva posebne vrste nafte koja se vadi iz strogo određenih polja, čije su rezerve u Rusiji iscrpljene.

Shema rada trokomponentne lansirne rakete je sljedeća. Prvo se sagorijeva metan - gorivo velike gustine, ali relativno malog specifičnog impulsa u vakuumu. Zatim se sagorijeva vodonik – gorivo male gustine i najvećeg mogućeg specifičnog impulsa. Obe vrste goriva se sagorevaju u jednom pogonskom sistemu. Što je veći udio goriva prve vrste, to je manja masa konstrukcije, ali je veća masa goriva. Shodno tome, što je veći udio goriva druge vrste, to je manja potrebna zaliha goriva, ali je veća masa konstrukcije. Stoga je moguće pronaći optimalni omjer između masa tekućeg metana i vodonika.

Izvršili smo odgovarajuće proračune, uz pretpostavku da je koeficijent prostora za gorivo za vodonik jednak 0,1, a za metan - 0,05. Odnos prostora za gorivo je omjer konačne mase odjeljka za gorivo i mase raspoloživog goriva. Konačna masa odeljka za gorivo uključuje mase zagarantovanog snabdevanja gorivom, neupotrebljive ostatke pogonskih komponenti i masu gasova pod pritiskom.

Proračuni su pokazali da će trokomponentna Zeya lansirati 200 kg korisnog tereta u nisku Zemljinu orbitu sa masom svoje strukture od 2,1 tone i lansirnom masom od 19,2 tone. Dvokomponentna Zeya na tečnom vodoniku gubi mnogo: masu konstrukcije je 4,8 tona, a početna težina je 37,8 tona.

Crtež iz knjige Kazimira Simenoviča Artis Magnae Artilleriae pars prima 1650

Višestepena raketa- vazduhoplov koji se sastoji od dva ili više mehanički povezanih projektila, tzv stepenice odvajanje u letu. Višestepena raketa vam omogućava da postignete brzinu veću od svake njene faze posebno.

Priča

Jedan od prvih crteža koji prikazuje rakete objavljen je u djelu vojnog inženjera i generala artiljerije Kazimira Simenoviča, rodom iz Vitebskog vojvodstva Commonwealtha, "Artis Magnae Artilleriae pars prima" (lat. "Velika umjetnost artiljerije prvi dio" ), štampan godine u Amsterdamu, Holandija. Na njoj je trostepena raketa, u kojoj je treći stepen ugniježđen u drugi, a obje zajedno su u prvom stepenu. Kompozicija za vatromet je postavljena u dio glave. Rakete su bile punjene čvrstim gorivom - barutom. Ovaj izum je zanimljiv po tome što je prije više od tri stotine godina anticipirao smjer u kojem je krenula moderna raketna tehnologija.

Po prvi put, ideja upotrebe višestepenih raketa za istraživanje svemira izražena je u radovima K. E. Tsiolkovskog. U gradu je objavio svoju novu knjigu pod naslovom Svemirski raketni vozovi. K. Ciolkovsky je ovaj termin nazvao složenim raketama, odnosno sklopom raketa koje polijeću sa zemlje, zatim u zrak i, konačno, u svemir. Voz, sastavljen, na primjer, od 5 projektila, prvo se vodi prvom - projektilom za glavu; nakon upotrebe goriva, otkačen je i bačen na zemlju. Dalje, na isti način, počinje raditi drugi, zatim treći, četvrti i, konačno, peti, čija će brzina do tada biti dovoljno velika da se odnese u međuplanetarni prostor. Redoslijed rada s glavnom raketom uzrokovan je željom da raketni materijali ne rade na kompresiju, već na napetost, što će olakšati dizajn. Prema Ciolkovskom, dužina svake rakete je 30 metara. Prečnik - 3 metra. Gasovi iz mlaznica izlaze indirektno na osu rakete, kako ne bi vršili pritisak na sljedeće rakete. Dužina poletne staze na zemlji je nekoliko stotina kilometara.

Unatoč činjenici da je, u pogledu tehničkih detalja, raketna znanost u mnogočemu otišla drugačijim putem (moderne rakete, na primjer, ne „razbacuju se“ po zemlji, već uzlijeću okomito, a redoslijed rada stepena moderne rakete je suprotna, u odnosu na onu o kojoj je govorio Ciolkovsky), sama ideja višestepene rakete ostaje aktuelna i danas.

Opcije rakete. S lijeva na desno:
1. jednostepena raketa;
2. dvostepena raketa sa poprečnim razdvajanjem;
3. Dvostepena raketa sa uzdužnim razdvajanjem.
4. Raketa sa eksternim rezervoarima za gorivo, odvojivim nakon iscrpljivanja goriva u njima.

Strukturno, višestepene rakete se izvode c poprečno ili uzdužno razdvajanje stepenica.
At poprečno razdvajanje stupnjevi su postavljeni jedan iznad drugog i rade uzastopno jedan za drugim, uključuju se tek nakon razdvajanja prethodne faze. Takva shema omogućava stvaranje sistema, u principu, s bilo kojim brojem faza. Njegov nedostatak leži u činjenici da se resursi narednih faza ne mogu koristiti u radu prethodne, jer su za nju pasivan teret.

At uzdužno razdvajanje prvi stepen se sastoji od nekoliko identičnih raketa (u praksi od 2 do 8), koje se nalaze simetrično oko tela drugog stepena, tako da je rezultanta sila potiska motora prvog stepena usmerena duž ose simetrije drugo, i rade istovremeno. Ovakva šema omogućava da motor drugog stepena radi istovremeno sa motorima prvog, čime se povećava ukupni potisak, što je posebno neophodno pri radu prvog stepena, kada je masa rakete maksimalna. Ali raketa s uzdužnim razdvajanjem stupnjeva može biti samo dvostepena.
Postoji i kombinovana šema razdvajanja - uzdužno-poprečno, što vam omogućava da kombinirate prednosti obje sheme, u kojima je prva faza podijeljena od druge uzdužno, a razdvajanje svih sljedećih faza se događa poprečno. Primer ovakvog pristupa je domaći prevoznik Sojuz.

Svemirska letjelica Space Shuttle ima jedinstveni izgled dvostepene rakete sa uzdužnim razdvajanjem, čiji se prvi stepen sastoji od dva bočna pojačivača na čvrsto gorivo, au drugoj fazi se dio goriva nalazi u spremnicima. orbiter(zapravo brod za višekratnu upotrebu), a većina njih - u odvojivom eksterni rezervoar za gorivo. Prvo, pogonski sistem orbitera troši gorivo iz eksternog rezervoara, a kada se ono iscrpi, eksterni rezervoar se ispušta i motori nastavljaju da rade na gorivu sadržanom u rezervoarima orbitera. Takva šema omogućava da se maksimalno iskoristi pogonski sistem orbitera, koji funkcioniše tokom celog lansiranja letelice u orbitu.

Sa poprečnim razdvajanjem, stepenice su međusobno povezane posebnim sekcijama - adapteri- noseće konstrukcije cilindričnog ili konusnog oblika (u zavisnosti od omjera prečnika stepenica), od kojih svaka mora izdržati ukupnu težinu svih narednih stupnjeva, pomnoženu sa maksimalnom vrijednošću preopterećenja rakete u svim područjima gdje ovaj adapter je dio rakete.
Uz uzdužno razdvajanje, na tijelu drugog stupnja stvaraju se pojasevi snage (prednji i stražnji), na koje su pričvršćeni blokovi prvog stupnja.
Elementi koji spajaju dijelove kompozitne rakete daju joj krutost jednog tijela, a kada se stepenice razdvoje, gotovo momentalno bi trebali osloboditi gornji stepen. Obično se koraci povezuju pomoću pirobolts. Pirobolt je vijak za pričvršćivanje, u čijoj se osovini stvara šupljina u blizini glave, ispunjena visokim eksplozivom s električnim detonatorom. Kada se strujni impuls primijeni na električni detonator, dolazi do eksplozije koja uništava osovinu vijka, uslijed čega se njegova glava skida. Količina eksploziva u piroboltu je pažljivo dozirana tako da, s jedne strane, garantirano otkine glavu, a s druge strane da ne ošteti raketu. Kada se stepenice razdvoje, električni detonatori svih piroboltova koji povezuju razdvojene dijelove istovremeno se napajaju strujnim impulsom i veza se oslobađa.
Zatim, stepenice treba razdvojiti na sigurnoj udaljenosti jedan od drugog. (Pokretanje motora gornjeg stepena blizu donjeg može da izgori njegov rezervoar za gorivo i eksplodira preostalo gorivo, što će oštetiti gornji stepen ili destabilizovati njegov let.) Kada su stepeni razdvojeni u atmosferi, aerodinamička sila nadolazećeg strujanje zraka može se koristiti za njihovo razdvajanje, a u praznini se ponekad koriste pomoćni mali čvrsti raketni motori.
Na raketama na tečno gorivo, isti motori služe i za "taloženje" goriva u rezervoarima gornjeg stepena: kada je motor donjeg stepena ugašen, raketa leti po inerciji, u slobodnom padu, dok tečno gorivo u rezervoarima je u suspenziji, što može dovesti do kvara pri pokretanju motora. Pomoćni motori daju blago ubrzanje stepenicama, pod čijim se uticajem gorivo "taloži" na dno rezervoara.
Na gornjoj slici rakete

Lansiranje je izvršeno uz pomoć višestepene rakete”, ove smo riječi više puta čitali u izvještajima o lansiranju prvih umjetnih satelita Zemlje, o stvaranju satelita Sunca, o lansiranju svemirske rakete na Mjesec. Samo jedna kratka rečenica, a koliko nadahnutog rada naučnika, inženjera i radnika naše domovine krije se iza ovih šest riječi!

Šta su moderne višestepene rakete? Zašto je za svemirske letove postalo neophodno koristiti rakete koje se sastoje od velikog broja stepenica? Kakav je tehnički efekat povećanja broja stepenica rakete?

Pokušajmo ukratko odgovoriti na ova pitanja. Za izvođenje letova u svemir potrebne su ogromne rezerve goriva. Toliko su velike da se ne mogu staviti u rezervoare jednostepene rakete. Sa sadašnjim nivoom inženjerske nauke, moguće je napraviti raketu u kojoj bi gorivo činilo do 80-90% njene ukupne težine. A za letove na druge planete, potrebne rezerve goriva trebale bi biti stotine, pa čak i hiljade puta veće od vlastite težine rakete i nosivosti u njoj. Sa onim rezervama goriva koje se mogu staviti u rezervoare jednostepene rakete moguće je postići brzinu leta do 3-4 km/s. Unapređenje raketnih motora, potraga za najpovoljnijim vrstama goriva, upotreba kvalitetnijih konstruktivnih materijala i dalje unapređenje konstrukcije raketa zasigurno će omogućiti neznatno povećanje brzine jednostepenih raketa. Ali i dalje će biti veoma daleko od kosmičkih brzina.

Za postizanje kosmičkih brzina, K. E. Tsiolkovsky je predložio upotrebu višestepenih raketa. Sam naučnik ih je figurativno nazvao "raketnim vozovima". Prema Ciolkovskom, raketni voz ili, kako sada kažemo, višestepena raketa, treba da se sastoji od nekoliko raketa postavljenih jedna na drugu. Donja raketa je obično najveća. Ona nosi ceo "voz". Naredni koraci postaju sve manji i manji.

Prilikom polijetanja sa površine Zemlje rade motori donje rakete. Djeluju dok ne potroše svo gorivo u njenim rezervoarima. Kada se rezervoari prvog stepena isprazne, on se odvaja od gornjih raketa kako ne bi opteretio njihov dalji let mrtvom težinom. Odvojeni prvi stepen sa praznim rezervoarima nastavlja da leti prema gore neko vreme po inerciji, a zatim pada na tlo. Da biste sačuvali prvi stepen za ponovnu upotrebu, može se spustiti padobranom.

Nakon odvajanja prvog stepena, uključuju se motori drugog stepena. Počinju djelovati kada se raketa već podigne na određenu visinu i ima značajnu brzinu leta. Motori drugog stepena dodatno ubrzavaju raketu, povećavajući njenu brzinu za još nekoliko kilometara u sekundi. Nakon što se potroši svo gorivo koje se nalazi u rezervoarima druge faze, ono se također izbacuje. Dalji let kompozitne rakete osiguran je radom motora treće faze. Zatim se odustaje od treće faze. Red se približava motorima četvrte faze. Nakon što su obavili posao koji im je dodijeljen, oni povećavaju brzinu rakete za određenu količinu, a zatim ustupaju mjesto motorima pete faze. Nakon resetovanja pete faze, šesti motori počinju da rade.

Dakle, svaki stepen rakete sukcesivno povećava brzinu leta, a poslednji, gornji stepen dostiže potrebnu kosmičku brzinu u bezvazdušnom prostoru. Ako je zadatak sletjeti na drugu planetu i vratiti se na Zemlju, onda se raketa koja je odletjela u svemir, zauzvrat, mora sastojati od nekoliko stupnjeva, koji se uzastopno uključuju pri spuštanju na planetu i prilikom polijetanja s nje.

Zanimljivo je vidjeti kakav efekat daje upotreba velikog broja stepenica na raketama.

Uzmimo jednostepenu raketu sa lansirnom težinom od 500 tona Pretpostavimo da je ova težina raspoređena na sledeći način: nosivost - 1 tona, suva težina stepena - 99,8 tona i gorivo - 399,2 tona. Dakle, strukturno savršenstvo ove rakete je takva da je težina goriva 4 puta veća od suhe težine stepena, odnosno težine same rakete bez goriva i nosivosti. Ciolkovski broj, odnosno odnos lansirne težine rakete prema njenoj težini nakon što se potroši svo gorivo, za ovu raketu će biti 4,96. Ovaj broj i brzina kojom gas izlazi iz mlaznice motora određuju brzinu koju raketa može postići. Pokušajmo sada jednostepenu raketu zamijeniti dvostepenom. Uzmimo opet nosivost od 1 tone i pretpostavimo da će konstrukcijsko savršenstvo stepenica i brzina istjecanja plina ostati isti kao kod jednostepene rakete. Tada je, kako pokazuju proračuni, za postizanje iste brzine leta kao u prvom slučaju potrebna dvostepena raketa ukupne težine samo 10,32 tone, odnosno skoro 50 puta lakša od jednostepene. Suha težina dvostepene rakete iznosiće 1,86 tona, a težina goriva u oba stepena 7,46 tona.Kao što možete vidjeti, u primjeru koji se razmatra, zamjena jednostepene rakete dvostepenom prva faza omogućava smanjenje potrošnje metala i goriva za 54 puta pri lansiranju istog tereta.

Uzmimo za primjer svemirsku raketu nosivosti od 1 tone. Neka ova raketa mora da probije guste slojeve atmosfere i, odletjevši u svemir bez zraka, razvije drugu svemirsku brzinu od 11,2 km/sec. Naši dijagrami pokazuju promjenu težine takve svemirske rakete u zavisnosti od masenog udjela goriva u svakom stepenu i od broja stupnjeva (vidi str. 22).

Lako je izračunati da ako napravite raketu čiji motori izbacuju gasove brzinom od 2.400 m/s i u svakoj od faza samo 75% težine otpada na udio goriva, onda čak i sa šest stupnjeva, poletna težina rakete biće veoma velika - skoro 5,5 hiljada tona.Unaprjeđenjem konstrukcijskih karakteristika stepenica rakete moguće je postići značajno smanjenje početne težine. Tako, na primjer, ako gorivo čini 90% težine stepena, onda šestostepena raketa može težiti 400 tona.

Upotreba visokokaloričnih goriva u raketama i povećanje efikasnosti njihovih motora daju izuzetno veliki efekat. Ako se na ovaj način brzina istjecanja plina iz mlaznice motora poveća za samo 300 m/s, dovodeći je do vrijednosti prikazane na grafikonu - 2.700 m/s, tada se lansirna težina rakete može nekoliko puta smanjiti. Šestostepena raketa, u kojoj je težina goriva samo 3 puta veća od težine stepenaste konstrukcije, imaće lansirnu težinu od približno 1,5 hiljada tona, a smanjenjem težine konstrukcije na 10% ukupne težine svakog stepena, možemo smanjiti lansirnu težinu rakete sa istim do 200 koraka

Ako povećamo brzinu istjecanja plina za još 300 m/sec, odnosno uzmemo da je jednaka 3 hiljade m/s, tada će doći do još većeg smanjenja težine. Na primjer, šestostepena raketa sa težinskim udjelom goriva od 75% imat će lansirnu težinu od 600 tona.Povećanjem masenog udjela goriva na 90% moguće je stvoriti svemirsku raketu sa samo dva stepena. Njena težina će biti oko 850 tona.Udvostručavanjem broja stepenica možete smanjiti težinu rakete na 140 tona, a sa šest stepenica poletna težina će pasti na 116 tona.

Tako na težinu rakete utječu broj stupnjeva, njihova konstrukcijska savršenost i brzina istjecanja plina.

Zašto se onda s povećanjem broja stupnjeva smanjuju potrebne rezerve goriva, a s njima i ukupna težina rakete? To je zato što što je veći broj stupnjeva, to će se prazni rezervoari češće odbacivati, raketa će se brže oslobađati od beskorisnog tereta. Istovremeno, s povećanjem broja stupnjeva, u početku se težina rakete pri polijetanju jako smanjuje, a zatim učinak povećanja broja stupnjeva postaje manje značajan. Takođe se može primetiti, kao što se jasno vidi na grafikonima, da za rakete sa relativno lošim konstrukcijskim karakteristikama povećanje broja stepeni ima veći efekat nego za rakete sa visokim procentom goriva u svakom stepenu. Ovo je sasvim razumljivo. Ako su školjke svake faze vrlo teške, onda se moraju baciti što je prije moguće. A ako trup ima vrlo malu težinu, onda to ne opterećuje previše projektile, a česti padovi praznih trupa više nemaju tako veliki učinak.

Kada rakete lete na druge planete, potrebna potrošnja goriva nije ograničena na količinu koja je neophodna za ubrzanje prilikom polijetanja sa Zemlje. Približavajući se drugoj planeti, letjelica pada u njenu privlačnu sferu i počinje se približavati njenoj površini sve većom brzinom. Ako je planeti lišen atmosfere koja može ugasiti barem dio brzine, tada će raketa, kada padne na površinu planete, razviti istu brzinu koja je potrebna da odleti od ove planete, tj. druga prostorna brzina. Vrijednost druge kosmičke brzine, kao što je poznato, različita je za svaku planetu. Na primjer, za Mars je 5,1 km/sec, za Veneru - 10,4 km/sec, za Mjesec - 2,4 km/sec. U slučaju kada raketa leti do sfere privlačenja planete, imajući određenu brzinu u odnosu na potonju, brzina pada rakete bit će još veća. Na primjer, druga sovjetska svemirska raketa stigla je do površine Mjeseca brzinom od 3,3 km/sek. Ako je zadatak osigurati nesmetano slijetanje rakete na površinu Mjeseca, tada na raketi moraju biti dodatne zalihe goriva. Za gašenje bilo koje brzine potrebno je potrošiti onoliko goriva koliko je potrebno da raketa razvije istu brzinu. Shodno tome, svemirska raketa namijenjena sigurnoj isporuci neke vrste tereta na površinu Mjeseca mora nositi značajne rezerve goriva. Jednostepena raketa nosivosti od 1 tone trebala bi imati težinu od 3-4,5 tone, ovisno o njenom dizajnu.

Ranije smo pokazali kakvu ogromnu težinu rakete moraju imati da bi u svemir iznijele teret od 1 tone, a sada vidimo da se samo trećina ili čak četvrtina tog tereta može bezbedno spustiti na površinu Mjeseca. Ostalo bi trebalo da bude gorivo, rezervoari za skladištenje, motor i sistem upravljanja.

Kolika bi trebala biti konačna težina svemirske rakete namijenjene za sigurnu dostavu naučne opreme ili drugog korisnog tereta težine 1 tone na površinu Mjeseca?

Da bismo dali ideju o brodovima ovog tipa, na našoj slici je u presjeku konvencionalno prikazana petostepena raketa, dizajnirana da dopremi kontejner sa naučnom opremom težine 1 tone na površinu Mjeseca. ova raketa je zasnovana na tehničkim podacima datim u velikom broju knjiga (na primer, u knjigama V. Feodosjeva i G. Sinyareva „Uvod u raketnu tehniku“ i Sutona „Raketni motori“).

Oduzeti su raketni motori na tečno gorivo. Za opskrbu gorivom u komore za sagorijevanje predviđene su turbopumpne jedinice koje pokreću proizvodi razgradnje vodikovog peroksida. Pretpostavlja se da je prosječna brzina istjecanja plina za motore prvog stupnja 2.400 m/s. Motori gornjih stupnjeva rade u visoko razrijeđenim slojevima atmosfere iu bezvazdušnom prostoru, pa se ispostavlja da je njihova efikasnost nešto veća i za njih se pretpostavlja da je brzina istjecanja plina 2.700 m/sec. Za konstrukcijske karakteristike stupnjeva usvojene su takve vrijednosti koje se nalaze u raketama opisanim u tehničkoj literaturi.

Odabranim početnim podacima dobijene su sledeće težinske karakteristike svemirske rakete: poletna težina - 3.348 tona, uključujući 2.892 tone goriva, 455 tona konstrukcije i 1 tona nosivosti. Težina pojedinačnih stepenica bila je raspoređena na sledeći način: prvi stepen - 2.760 tona, drugi - 495 tona, treći - 75,5 tona, četvrti - 13,78 tona, peti - 2,72 tone.Visina rakete dostigla je 60 m. , prečnik donjeg stepena - 10 m

U prvoj fazi isporučeno je 19 motora sa potiskom od 350 tona svaki. Na drugom - 3 ista motora, na trećem - 3 motora potiska od 60 tona svaki, na četvrtom - jedan potiska od 35 tona i u zadnjoj fazi - motor potiska od 10 tona.

Prilikom polijetanja s površine Zemlje, motori prvog stupnja ubrzavaju raketu do brzine od 2 km/s. Nakon što se ispusti prazno tijelo prvog stepena, pale se motori naredna tri stepena, a raketa dobija drugu svemirsku brzinu.

Dalje, raketa po inerciji leti na Mjesec. Približavajući se svojoj površini, raketa okreće mlaznicu prema dolje. Motor pete faze je uključen. Prigušuje brzinu pada, a raketa se glatko spušta na površinu Mjeseca.

Gornja cifra i proračuni vezani za nju, naravno, ne predstavljaju pravi projekat za lunarnu raketu. Oni su dati samo da daju prvu ideju o razmjerima svemirskih višestepenih raketa. Apsolutno je jasno da dizajn rakete, njene dimenzije i težina zavise od stepena razvoja nauke i tehnologije, od materijala kojima raspolažu projektanti, od upotrebljenog goriva i kvaliteta raketnih motora, od vještina njegovih graditelja. Stvaranje svemirskih raketa predstavlja neograničen prostor za kreativnost naučnika, inženjera i tehnologa. U ovoj oblasti ima još mnogo otkrića i izuma. I sa svakim novim dostignućem, karakteristike projektila će se mijenjati.

Kao što savremeni vazdušni brodovi tipa IL-18, TU-104, TU-114 nisu poput aviona koji su leteli početkom ovog veka, tako će se svemirske rakete neprestano usavršavati. Vremenom će za letove u svemir raketni motori koristiti ne samo energiju hemijskih reakcija, već i druge izvore energije, poput energije nuklearnih procesa. Promjenom tipova raketnih motora promijenit će se i dizajn samih raketa. Ali izvanredna ideja K. E. Ciolkovskog o stvaranju "raketnih vozova" uvijek će igrati časnu ulogu u proučavanju ogromnih svemirskih prostranstava.

Na sl. 22 pokazuje da putanja balističke rakete, a time i domet njenog leta, zavisi od početne brzine V 0 i ugla Θ 0 između ove brzine i horizonta. Ovaj ugao se naziva ugao bacanja.

Neka je, na primjer, ugao bacanja jednak Θ 0 = 30°. U tom slučaju će raketa, koja je svoj balistički let započela u tački 0 brzinom V 0 = 5 km/sec, letjeti duž eliptičke krivulje II. Pri V 0 = 8 km/sec, raketa će letjeti duž eliptične krivulje III, pri V 0 = 9 km/sec, duž krive IV. Kada se brzina poveća na 11,2 km/sec, putanja iz zatvorene eliptičke krive će se pretvoriti u otvorenu paraboličnu i raketa će napustiti Zemljinu sferu gravitacije (kriva V). Pri još većoj brzini, raketa će pobjeći duž hiperbole (VI). Ovako se mijenja putanja rakete s promjenom početne brzine, iako ugao bacanja ostaje nepromijenjen.

Ako zadržite početnu brzinu konstantnom i promijenite samo kut bacanja, onda će putanja rakete doživjeti ništa manje značajne promjene.

Neka je, na primjer, početna "brzina jednaka V 0 = 8 km/h. Ako se raketa lansira okomito prema gore (ugao bacanja Θ 0 = 90 °), teoretski će se podići na visinu jednaku poluprečniku Zemlju i povratak na Zemlju nedaleko od starta ( VII) Na Θ 0 = 30°, raketa će leteti eliptičnom putanjom koju smo već razmatrali (kriva III). Konačno, na Θ 0 = 0° (lansiranje paralelno sa horizonta), raketa će se pretvoriti u Zemljin satelit sa kružnom orbitom (kriva I).

Ovi primjeri pokazuju da samo promjenom kuta bacanja, domet projektila pri istoj početnoj brzini od 8 km/s može imati domet od nule do beskonačnosti.

Pod kojim uglom će raketa započeti svoj balistički let? Zavisi od upravljačkog programa koji je dat raketi. Moguće je, na primjer, za svaku početnu brzinu odabrati najpovoljniji (optimalni) kut bacanja pri kojem će domet leta biti najveći. Kako se početna brzina povećava, ovaj ugao se smanjuje. Rezultirajuće približne vrijednosti dometa, visine i vremena leta prikazane su u tabeli. četiri.

Tabela 4

Ako se kut bacanja može proizvoljno mijenjati, tada je promjena početne brzine ograničena, a njeno povećanje za svakih 1 km/s povezano je s velikim tehničkim problemima.

K. E. Tsiolkovsky dao je formulu koja omogućava određivanje idealne brzine rakete na kraju njenog ubrzanja motorima:

V id \u003d V ist ln G početak / G kraj,

gdje je V id - idealna brzina rakete na kraju aktivnog dijela;

V ist - brzina istjecanja plinova iz mlazne mlaznice motora;

G beg - početna težina rakete;

G con - konačna težina rakete;

ln je znak prirodnog logaritma.

Sa vrijednošću brzine istjecanja plinova iz mlaznice raketnog motora upoznali smo se u prethodnom dijelu. Za tečna goriva data u tabeli. 3, ove brzine su ograničene na 2200 - 2600 m / s (ili 2,2 - 2,6 km / s), a za čvrsta goriva - na 1,6 - 2,0 km / s.

G početak označava početnu težinu, odnosno ukupnu težinu rakete prije lansiranja, a G kraj je njena konačna težina na kraju ubrzanja (nakon nestanka goriva ili gašenja motora). Omjer ovih težina G beg /G con, uključen u formulu, naziva se Ciolkovsky broj i indirektno karakterizira težinu goriva korištenog za ubrzanje rakete. Očigledno, što je veći broj Ciolkovskog, to će se raketa razvijati većom brzinom, a samim tim i dalje leteti (ceteris paribus). Međutim, broj Ciolkovskog, kao i brzina izlivanja gasova iz mlaznice, ima svoja ograničenja.

Na sl. 23 prikazuje presjek tipične jednostepene rakete i njen dijagram težine. Pored rezervoara za gorivo, raketa ima motore, komande i sisteme, omotač, nosivost, te razne strukturne elemente i pomoćnu opremu. Stoga konačna težina rakete ne može biti višestruko manja od njene početne težine. Na primjer, njemačka raketa V-2 bila je teška 3,9 tona bez goriva, a 12,9 tona sa gorivom, što znači da je Ciolkovski broj ove rakete bio: 12,9 / 3,9 = 3,31. Na sadašnjem nivou razvoja strane raketne nauke ovaj odnos za strane rakete dostiže 5-7.

Izračunajmo idealnu brzinu jednostepene rakete, uzimajući V 0 = 2,6 km/sec. i G početak / G kraj = 7,

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

Iz tabele. 4 pokazuje da je takva raketa sposobna doseći domet od oko 3.200 km. Međutim, njegova stvarna brzina bit će manja od 5 km/s. budući da motor troši energiju ne samo na ubrzanje rakete, već i na savladavanje otpora zraka, na savladavanje sile gravitacije. Stvarna brzina rakete će biti samo 75 - 80% idealne. Shodno tome, imat će početnu brzinu od oko 4 km/s i domet od najviše 1800 km*.

* (Raspon dat u tabeli. 4 je dat približno, budući da niz faktora nije uzet u obzir prilikom njegovog izračunavanja. Na primjer, dijelovi putanje koji leže u gustim slojevima atmosfere i utjecaj Zemljine rotacije nisu uzeti u obzir. Prilikom ispaljivanja u istočnom smjeru, domet leta balističkih projektila je veći, jer se njihovoj brzini u odnosu na Zemlju dodaje i brzina rotacije same Zemlje.)

Za stvaranje interkontinentalne balističke rakete, lansiranje umjetnih Zemljinih satelita i svemirskih letjelica, a još više za slanje svemirskih raketa na Mjesec i planete, potrebno je raketi-nosaču dati znatno veću brzinu. Dakle, za projektil s dometom od 9000 - 13000 km potrebna je početna brzina od oko 7 km / s. Prva kosmička brzina koju treba dati raketi da bi postala satelit Zemlje sa malom orbitalnom visinom je, kao što je poznato, 8 km/sec.

Da bi napustila Zemljinu sferu gravitacije, raketa mora biti ubrzana do druge kosmičke brzine - 11,2 km/s, da bi letjela oko Mjeseca (bez povratka na Zemlju) potrebna je brzina veća od 12 km/s. Prelet Marsa bez povratka na Zemlju može se izvesti početnom brzinom od oko 14 km/s, a sa povratkom u orbitu oko Zemlje - oko 27 km/s. Brzina od 48 km/s potrebna je da bi se trajanje leta do Marsa i nazad smanjilo na tri mjeseca. Povećanje brzine rakete, zauzvrat, zahtijeva utrošak sve veće količine goriva za ubrzanje.

Pretpostavimo, na primjer, da smo napravili raketu tešku 1 kg bez goriva. Ako joj želimo reći brzinu od 3, 6, 9 i 12 km/s, koliko će onda goriva trebati uliti u raketu i spaliti tokom ubrzanja? Potrebna količina goriva * prikazana je u tabeli. 5.

* (Sa brzinom oticanja od 3 km/sec.)

Tabela 5

Nema sumnje da ćemo u telo rakete, čija je "suva" težina samo 1 kg, moći da primi 1,7 kg goriva. Ali vrlo je sumnjivo da može primiti njegovih 6,4 kg. I, očigledno, apsolutno je nemoguće napuniti ga sa 19 ili 54 kg goriva. Jednostavan, ali dovoljno jak rezervoar koji može primiti toliku količinu goriva već je težak mnogo više od kilograma. Na primjer, kanister od dvadeset litara poznat vozačima teži oko 3 kg. "Suha" težina rakete, osim rezervoara, treba da uključuje i težinu motora, konstrukciju, nosivost itd.

Naš veliki sunarodnik K. E. Tsiolkovsky pronašao je još jedan (i za sada jedini) način za rješavanje tako teškog zadatka kao što je postizanje brzina rakete koje danas zahtijeva praksa. Ovaj put se sastoji u stvaranju višestepenih raketa.

Tipična višestepena raketa prikazana je na Sl. 24. Sastoji se od tereta I nekoliko odvojivih stepenica sa elektranom i dovodom goriva u svakoj. Motor prvog stepena informiše nosivost, kao i drugi i treći stepen (druga podraketa) brzinom ν 1 . Nakon što se gorivo potroši, prvi stepen se odvaja od ostatka rakete i pada na tlo, a motor drugog stepena se uključuje na raketi. Pod dejstvom njenog potiska, preostali deo rakete (treća podraketa) dobija dodatnu brzinu ν 2 . Zatim se drugi stepen, nakon što ponestane goriva, takođe odvaja od ostatka rakete i pada na tlo. U tom trenutku se uključuje motor treće faze i obavještava nosivost o dodatnoj brzini ν 3 .

Dakle, u višestepenoj raketi, nosivost se ubrzava mnogo puta. Ukupna idealna brzina trostepene rakete će biti jednaka zbroju tri idealne brzine dobijene iz svakog stepena:

V id 3 \u003d ν 1 + ν 2 + ν 3.

Ako je brzina istjecanja plinova iz motora svih stupnjeva jednaka i nakon odvajanja svakog od njih odnos početne težine preostalog dijela rakete i konačnog se ne mijenja, tada se brzina povećava ν 1 , ν 2 i ν 3 će biti jednaki jedno drugom. Tada možemo pretpostaviti da će brzina rakete koja se sastoji od tri (ili čak n) stepena biti jednaka trostrukoj (ili povećana za n puta) brzini jednostepene rakete.

Zapravo, u svakom stepenu višestepenih raketa mogu postojati motori koji daju različite brzine izduvavanja; ne može se održati konstantan omjer težine; otpor zraka kako se brzina leta mijenja i privlačnost Zemlje dok se udaljavate od nje se mijenjaju. Stoga se konačna brzina višestepene rakete ne može odrediti jednostavnim množenjem brzine jednostepene rakete sa brojem stupnjeva*. Ali ostaje istina da se povećanjem broja stepenica brzina rakete može višestruko povećati.

* (Takođe treba imati na umu da između gašenja jednog stepena i uključivanja drugog može postojati vremenski interval tokom kojeg raketa leti po inerciji.)

Osim toga, višestepena raketa može pružiti dati domet iste nosivosti uz znatno nižu ukupnu potrošnju goriva i lansirnu težinu od jednostepene rakete. Da li je ljudski um uspeo da zaobiđe zakone prirode? br. Samo osoba, koja je naučila ove zakone, može uštedjeti na gorivu i težini konstrukcije, obavljajući zadatak. U jednostepenoj raketi, od samog početka do kraja aktivne sekcije, ubrzavamo svu njenu "suhu" težinu. U višestepenoj raketi, mi to ne radimo. Dakle, u trostepenoj raketi, drugi stepen više ne troši gorivo da bi ubrzao "suvu" težinu prvog stepena, jer se potonji odbacuje. Treći stepen takođe ne troši gorivo za ubrzanje "suhe" težine prve i druge faze. Ubrzava samo sebe i nosivost. Treći (i generalno poslednji) stepen više nije mogao da se odvoji od glave rakete, jer nije potrebno dalje ubrzanje. Ali u mnogim slučajevima se ipak odvaja. Tako se odvajanje posljednjih stupnjeva praktikuje u raketama nosačima satelita, svemirskim raketama i takvim borbenim projektilima kao što su Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris itd.

Prilikom lansiranja u svemir naučne opreme smeštene u prednjem delu rakete, predviđeno je odvajanje poslednjeg stepena. Ovo je neophodno za pravilno funkcionisanje opreme. Kada se satelit lansira, predviđeno je i njegovo odvajanje od posljednje faze. Zbog toga je otpor smanjen i može postojati dugo vremena. Prilikom lansiranja borbene balističke rakete, predviđeno je odvajanje posljednjeg stupnja od borbene glave, zbog čega je teže otkriti borbenu glavu i pogoditi je proturaketnom. Štaviše, posljednji stepen odvojen tokom spuštanja rakete postaje mamac. Ako se prilikom ponovnog ulaska u atmosferu planira kontrolirati bojevu glavu ili stabilizirati njen let, onda je bez posljednje faze lakše kontrolirati, jer ima manju masu. Konačno, ako posljednja faza nije odvojena od borbene glave, tada će biti potrebno zaštititi i od zagrijavanja i od sagorijevanja, što je neisplativo.

Naravno, problem postizanja velikih brzina neće biti riješen samo stvaranjem višestepenih raketa. Ova metoda također ima svoje nedostatke. Činjenica je da s povećanjem broja stupnjeva dizajn raketa postaje mnogo složeniji. Potrebni su složeni mehanizmi za razdvajanje koraka, stoga će naučnici uvijek težiti minimalnom broju koraka, a za to je, prije svega, potrebno naučiti kako postići sve veću brzinu oticanja produkata izgaranja. ili produkti neke druge reakcije.

Šta je uređaj višestepene rakete Pogledajmo klasičan primjer rakete za let u svemir, opisan u spisima Ciolkovskog, osnivača raketne nauke. On je bio taj koji je prvi objavio temeljnu ideju proizvodnje višestepene rakete.

Princip rakete.

Da bi savladala gravitaciju, raketi je potrebna velika zaliha goriva, a što više goriva uzimamo, to je veća masa rakete. Stoga su, kako bi se smanjila masa rakete, izgrađeni na principu višestepenosti. Svaki stepen se može smatrati zasebnom raketom sa sopstvenim raketnim motorom i gorivom za let.

Uređaj stepenica svemirske rakete.

Prvi stepen svemirske rakete najveća, u raketi za svemirski let, može biti do 6 motora 1. stepena, a što teži teret mora biti doveden u svemir, to je više motora u prvom stepenu rakete.

U klasičnoj verziji postoje tri, smještene simetrično duž rubova jednakokračnog trokuta, kao da okružuju raketu po obodu. Ova faza je najveća i najmoćnija, ona je ta koja skida raketu. Kada se potroši gorivo u prvom stepenu rakete, čitav stepen se odbacuje.

Nakon toga, kretanje rakete kontrolišu motori drugog stepena. Ponekad se nazivaju i ubrzavajućim, jer upravo uz pomoć motora drugog stepena raketa postiže prvu svemirsku brzinu, dovoljnu da dostigne orbitu blizu Zemlje.

Ovo se može ponoviti nekoliko puta, pri čemu je svaki stepen rakete teži manji od prethodnog, jer sila gravitacije Zemlje opada sa usponom.

Koliko puta se ovaj proces ponavlja, toliko je koraka sadržano u svemirskoj raketi. Posljednja faza rakete je predviđena za manevrisanje (motori za korekciju leta dostupni su u svakoj fazi rakete) i dopremanje tereta i astronauta na odredište.

Pregledali smo uređaj kako radi raketa, balističke višestepene rakete, strašno oružje koje nosi nuklearno oružje, raspoređene su na potpuno isti način i suštinski se ne razlikuju od svemirskih raketa. Oni su u stanju da potpuno unište i život na cijeloj planeti i samu sebe.

Višestepene balističke rakete ići u orbitu blizu Zemlje i odatle pogađati zemaljske ciljeve s podijeljenim bojevim glavama s nuklearnim bojevim glavama. Istovremeno, dovoljno im je 20-25 minuta da odlete do najudaljenije tačke.