Mitmeastmeline rakett: Vene Föderatsiooni kaitseministeerium. Miks tehakse rakette mitmeastmeliseks? Skeem rippuvate paakidega

Projekt töötati välja EL-i riskiinvestori tellimusel.

Kosmoselaevade orbiidile viimise hind on endiselt väga kõrge. Selle põhjuseks on rakettmootorite kõrge hind, kallis juhtimissüsteem, kallid materjalid, mida kasutatakse rakettide ja nende mootorite pingelises disainis, nende valmistamise keerukas ja reeglina kallis tehnoloogia, stardi ettevalmistamine ja peamiselt nende ühekordne kasutamine.

Kanduri maksumuse osakaal kosmoselaeva startimise kogumaksumuses on erinev. Kui andmekandja on jada ja seade on ainulaadne, siis umbes 10%. Vastupidi, see võib ulatuda 40% või rohkem. See on väga kallis ja seetõttu tekkiski idee luua kanderakett, mis tõuseks nagu õhulainer kosmodroomilt õhku, lendaks orbiidile ja jättes sinna satelliidi või kosmoselaeva, pöörduks kosmodroomile tagasi.

Esimene katse sellist ideed ellu viia oli Space Shuttle'i süsteemi loomine. Põhineb ühekordselt kasutatavate kandjate ja Space Shuttle'i süsteemi puuduste analüüsil, mille koostas Konstantin Feoktistov (K. Feoktistov. Elu trajektoor. Moskva: Vagrius, 2000. ISBN 5-264-00383-1. 8. peatükk. Rakett kui lennuk), on ettekujutus omadustest, mida heal kanderakett peaks omama, et tagada kasuliku koorma toimetamine orbiidile minimaalsete kuludega ja maksimaalse töökindlusega. See peaks olema korduvkasutatav süsteem, mis suudab sooritada 100-1000 lendu. Taaskasutatavus on vajalik nii iga lennu maksumuse vähendamiseks (arendus- ja tootmiskulud jagunevad lendude arvu peale) kui ka kasuliku koorma orbiidile saatmise usaldusväärsuse suurendamiseks: iga reis autoga ja lennuki lend kinnitab lennu õigsust. selle disain ja kvaliteetne tootmine. Järelikult on võimalik vähendada kasuliku koormuse kindlustamise ja raketi enda kindlustamise kulusid. Ainult korduvkasutatavad masinad võivad olla tõeliselt töökindlad ja odavad – näiteks auruvedur, auto, lennuk.

Rakett peab olema üheastmeline. See nõue, nagu korduvkasutatavus, on seotud kulude minimeerimise ja töökindluse tagamisega. Tõepoolest, kui rakett on mitmeastmeline, siis isegi kui kõik selle etapid naasevad ohutult Maale, tuleb need enne iga starti koondada üheks tervikuks ning etapi protsesside õiget kokkupanekut ja toimimist on võimatu kontrollida. eraldamine pärast kokkupanemist, kuna iga kontrolli korral peab kokkupandud masin murenema. Pole testitud, ei ole pärast kokkupanekut toimimist testitud, ühendused muutuvad justkui ühekordseks kasutamiseks. Ja vähenenud töökindlusega sõlmedega ühendatud pakett muutub ka mingil määral ühekordseks kasutamiseks. Kui rakett on mitmeastmeline, on selle töökulud suuremad kui üheastmelise masina käitamise kulud järgmistel põhjustel:

• Üheastmelise masina puhul ei nõuta montaažikulusid.
• Esimeste etappide maandumiseks ei ole vaja eraldada maapinnal asuvaid maandumisalasid ja seetõttu ei pea ka nende renti maksma, kuna neid alasid majanduses ei kasutata.
• Esimeste sammude transpordi eest stardipaigale pole vaja maksta.
• Mitmeastmelise raketi tankimine nõuab keerukamat tehnoloogiat, rohkem aega. Paki kokkupanek ja astmete stardiplatsile tarnimine ei allu lihtsale automatiseerimisele ja nõuavad seetõttu rohkemate spetsialistide osalemist sellise raketi järgmiseks lennuks ettevalmistamisel.

Rakett peab kütusena kasutama vesinikku ja hapnikku, mille põlemise tulemusena tekivad mootorist väljumisel kõrge eriimpulsiga keskkonnasõbralikud põlemisproduktid. Keskkonna puhtus on oluline mitte ainult töö alustamisel, tankimise ajal, õnnetusjuhtumi korral, vaid ka selleks, et vältida põlemisproduktide kahjulikku mõju atmosfääri osoonikihile.

Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 ja Roton on üheetapiliste kosmoselaevade enim arendatud projektide hulgas välismaal. Kui Skylon ja X-33 on tiibadega sõidukid, siis DC-X ja Roton on vertikaalse stardi ja vertikaalmaandumisega raketid. Lisaks jõudsid mõlemad testiproovide loomiseni. Kui Rotonil oli autorotatsioonis maandumise harjutamiseks vaid atmosfääri prototüüp, siis DC-X prototüüp tegi vedelal hapnikul ja vesinikul vedela rakettmootoriga (LRE) mitu lendu mitme kilomeetri kõrgusele.

Zeya raketi tehniline kirjeldus

Kauba kosmosesse saatmise kulude radikaalseks vähendamiseks teeb Lin Industrial ettepaneku luua kanderakett Zeya (LV). Tegemist on üheastmelise korduvkasutatava vertikaalse õhkutõusmise ja vertikaalmaandumisega transpordisüsteemiga. See kasutab keskkonnasõbralikke ja väga tõhusaid kütusekomponente: oksüdeerija - vedel hapnik, kütus - vedel vesinik.

Kanderakett koosneb oksüdeerijapaagist (selle kohal on atmosfääri sisenemise kuumakilp ja pehme maandumisrootor), kanderuumist, instrumendiruumist, kütusepaagist, tõukejõusüsteemiga sabaruumist ja telikust. Kütuse- ja oksüdeerijapaagid - segmentaalkoonilised, kandvad, komposiit. Kütusepaaki survestatakse vedela vesiniku gaasistamise teel ja oksüdeerija paaki survestatakse kõrgsurvesilindritest pärit kokkusurutud heeliumiga. Marssi tõukejõusüsteem koosneb 36 mootorist, mis paiknevad ümbermõõdul, ja välisest paisumisotsikust keskse korpuse kujul. Põhimootori juhtimine kalde- ja kaldesuunas töötamise ajal toimub diametraalselt paiknevate mootorite drosseliga, veeres - kaheksa mootori abil, mis töötavad kasuliku koormaruumi all asuvate gaaskütuse komponentidega. Gaasilise raketikütuse komponentidega mootoreid kasutatakse juhtimiseks orbitaallennu segmendis.

Zeya lennumuster on järgmine. Pärast maalähedasele referentsorbiidile sisenemist teeb rakett vajadusel orbiidimanöövreid sihtorbiidile sisenemiseks, misjärel, avades kanderuumi (kaaluga kuni 200 kg), eraldab selle.

Ühe pöörde jooksul Maa-lähedasel orbiidil alates stardihetkest, olles andnud pidurdusimpulsi, maandub Zeya stardi kosmodroomi piirkonda. Kõrge maandumistäpsuse tagab raketi kujuga loodud tõste-tõmbe suhte kasutamine külg- ja kaugusmanöövrite jaoks. Pehme maandumine toimub laskumisel autorotatsiooni põhimõttel ja kaheksa maandumisamortisaatorit.

Majandus

Allpool on hinnanguline tööaeg ja maksumus enne esimest käivitamist:

• Pilootprojekt: 2 kuud – 2 miljonit eurot
• Käiturisüsteemi loomine, komposiitpaakide ja juhtimissüsteemi arendamine: 12 kuud – 100 miljonit eurot
• Pingibaasi loomine, prototüüpide ehitamine, tootmise ettevalmistamine ja moderniseerimine, eskiisprojekt: 12 kuud - 70 mln €
• Komponentide ja süsteemide arendus, prototüüpide testimine, lennutoote tulekatsetus, tehniline projekt: 12 kuud - 143 miljonit eurot

Kokku: 3,2 aastat, 315 miljonit eurot

Meie hinnangul on ühe stardi maksumus 0,15 miljonit eurot ning lendudevahelise hoolduse ja üldkulud umbes € 0,1 miljonit käivitamise perioodil. Kui määrate stardihinnaks € 35 tuhat 1 kg kohta (hinnaga 1250 €/kg), mis on lähedane Dnepri raketi stardihinnale välisklientide puhul läheb kogu kaater (200 kg kandevõime) kliendile maksma € 7 miljonit. Seega tasub projekt end ära 47 käivitamisega.

Zeya variant kolmekomponendilise mootoriga

Teine võimalus üheastmelise kanderaketi efektiivsust tõsta on üle minna kolme kütusekomponendiga LRE-le.

Alates 1970. aastate algusest on NSVL-is ja USA-s uuritud kolmekomponentsete mootorite kontseptsiooni, mis ühendaks vesiniku kütusena kasutamisel kõrge eriimpulsi ja suurema keskmise kütusetiheduse (ja sellest tulenevalt kütusepaakide väiksem maht ja kaal), süsivesinikkütustele iseloomulik. Käivitamisel töötaks selline mootor hapniku ja petrooleumiga ning suurtel kõrgustel lülituks vedela hapniku ja vesiniku kasutamisele. Selline lähenemine võib võimaldada luua üheastmelise kosmosekandja.

Meie riigis töötati välja kolmekomponendilised mootorid RD-701, RD-704 ja RD0750, kuid prototüüpide loomise etappi neid ei viidud. 1980. aastatel töötas NPO Molniya välja mitmeotstarbelise lennundussüsteemi (MAKS), mis põhines vedelkütuse rakettmootoril RD-701 hapniku + petrooleumi + vesinikkütusega. Kolmekomponentsete rakettmootorite arvutusi ja projekteerimist tehti ka Ameerikas (vt nt. James A. Martini ja Alan W. Wilhite'i raamatut Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines and Results of Vehicle Studies , avaldati mais 1979 Am erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) töö nr. 79-0878).

Usume, et kolmekomponendilise Zeya puhul tuleks selliste vedelkütusega rakettmootorite jaoks traditsiooniliselt pakutava petrooleumi asemel kasutada vedelat metaani. Sellel on palju põhjuseid:

• Zeya kasutab oksüdeerijana vedelat hapnikku, mis keeb temperatuuril -183 kraadi Celsiuse järgi, see tähendab, et raketi ja tankimiskompleksi projekteerimisel kasutatakse juba krüogeenseid seadmeid, mis tähendab, et petrooleumi asendamisel ei teki põhimõttelisi raskusi. paak metaanipaagiga -162 kraadi Celsiuse järgi.
• Metaan on tõhusam kui petrooleum. Metaan + vedel hapnik kütusepaari eriimpulss (SI, LRE efektiivsuse mõõt - mootori tekitatud impulsi suhe kütusekulusse) ületab petrooleumi + vedela hapniku paari SI umbes 100 m/s.
• Metaan on odavam kui petrooleum.
• Erinevalt petrooleumimootoritest ei toimu metaanmootorites peaaegu üldse koksimist ehk teisisõnu raskesti eemaldatava tahma teket. Seetõttu on selliseid mootoreid mugavam kasutada korduvkasutatavates süsteemides.
• Vajadusel saab metaani asendada sarnase veeldatud maagaasiga (LNG). LNG koosneb peaaegu täielikult metaanist, sellel on sarnased füüsikalised ja keemilised omadused ning see on veidi vähem efektiivne kui puhas metaan. Samas on LNG petrooleumist 1,5–2 korda odavam ja tunduvalt soodsam. Fakt on see, et Venemaa on kaetud ulatusliku maagaasitorustike võrguga. Piisab, kui viia haru kosmodroomile ja ehitada väike gaasi veeldamise kompleks. Ka Venemaal ehitati Sahhalinile LNG tehas ja Peterburis kaks väikesemahulist veeldamiskompleksi. Vene Föderatsiooni eri piirkondadesse on kavas ehitada veel viis tehast. Samas on raketipetrooleumi tootmiseks vaja rangelt piiritletud väljadelt kaevandatavat spetsiaalset õli, mille varud on Venemaal ammendunud.

Kolmekomponendilise kanderaketi tööskeem on järgmine. Esiteks põletatakse metaan – suure tihedusega, kuid suhteliselt väikese eriimpulsiga kütus vaakumis. Seejärel põletatakse vesinik – madala tihedusega ja võimalikult kõrge eriimpulsiga kütus. Mõlemat tüüpi kütust põletatakse ühes tõukejõusüsteemis. Mida suurem on esimest tüüpi kütuse osakaal, seda väiksem on konstruktsiooni mass, kuid seda suurem on kütuse mass. Seega, mida suurem on teist tüüpi kütuse osakaal, seda väiksem on nõutav kütusevaru, kuid seda suurem on konstruktsiooni mass. Seetõttu on võimalik leida vedela metaani ja vesiniku masside optimaalne suhe.

Tegime vastavad arvutused, võttes vesiniku kütusekambrite koefitsiendiks 0,1 ja metaani jaoks 0,05. Kütusekambri suhe on kütusekambri lõpliku massi ja saadaoleva kütusevaru massi suhe. Kütusekambri lõplik mass sisaldab garanteeritud kütusevarustuse, raketikütuse komponentide kasutuskõlbmatute jääkide ja survegaaside massi.

Arvutused näitasid, et kolmekomponendiline Zeya viib madalale Maa orbiidile 200 kg kasulikku lasti massiga 2,1 tonni ja stardimassiga 19,2 tonni. Kahekomponendiline Zeya vedelal vesinikul kaotab palju: konstruktsioon on 4,8 tonni ja algkaal 37,8 tonni.

Joonis Kazimir Simenovitši raamatust Artis Magnae Artilleriae pars prima 1650

Mitmeastmeline rakett- õhusõiduk, mis koosneb kahest või enamast mehaaniliselt ühendatud raketist, nn sammud lendu eralduv. Mitmeastmeline rakett võimaldab teil saavutada kiirust, mis on suurem kui iga selle etapp eraldi.

Lugu

Üks esimesi rakette kujutavaid jooniseid avaldati Rahvaste Ühenduse Vitebski vojevoodkonnast pärit sõjaväeinseneri ja suurtükiväekindrali Kazimir Simenovitši teoses "Artis Magnae Artilleriae pars prima" (lat. "Suur suurtükiväe kunst esimene osa "), trükitud Amsterdamis, Hollandis. Sellel on kolmeastmeline rakett, milles kolmas aste on pesastunud teise ja mõlemad koos on esimeses astmes. Peaosasse pandi kompositsioon ilutulestiku jaoks. Raketid täideti tahke kütusega – püssirohuga. See leiutis on huvitav selle poolest, et enam kui kolmsada aastat tagasi nägi see ette suunda, kuhu kaasaegne raketitehnoloogia läks.

Esmakordselt on K. E. Tsiolkovski töödes väljendatud idee kasutada kosmoseuuringuteks mitmeastmelisi rakette. Linnas avaldas ta oma uue raamatu pealkirjaga Space Rocket Trains. K. Tsiolkovski nimetas seda terminit liitrakettideks, õigemini maapinnal, seejärel õhus ja lõpuks avakosmoses õhku tõusvate rakettide koosluseks. Rong, mis koosneb näiteks 5 raketist, juhib kõigepealt esimene - pearakett; pärast kütuse kasutamist võetakse see lahti ja visatakse maapinnale. Edasi hakkab samamoodi toimima teine, siis kolmas, neljas ja lõpuks viies, mille kiirus on selleks ajaks piisavalt suur, et see planeetidevahelisse ruumi kanduda. Pearaketiga töötamise järjekord on tingitud soovist panna raketimaterjalid töötama mitte kokkusurutuna, vaid pinges, mis muudab projekteerimise lihtsamaks. Tsiolkovski sõnul on iga raketi pikkus 30 meetrit. Läbimõõt - 3 meetrit. Düüsidest väljuvad gaasid kaudselt rakettide telje suunas, et mitte avaldada survet järgmistele rakettidele. Stardijooksu pikkus maapinnal on mitusada kilomeetrit.

Hoolimata sellest, et tehniliste üksikasjade poolest on raketiteadus läinud paljuski teist teed pidi (tänapäevased raketid näiteks ei “laiali” mööda maad, vaid tõusevad õhku vertikaalselt ning raketitöö järjekord Kaasaegse raketi etapid on vastupidine sellele, millest Tsiolkovski rääkis ), on mitmeastmelise raketi idee tänapäeval aktuaalne.

Raketi valikud. Vasakult paremale:
1. üheastmeline rakett;
2. kaheastmeline põikieraldusega rakett;
3. Kaheastmeline pikivahega rakett.
4. Rakett väliste kütusepaakidega, eemaldatavad pärast nendes oleva kütuse ammendumist.

Struktuuriliselt viiakse läbi mitmeastmelisi rakette c põiki või astmete pikisuunaline eraldamine.
Kell põiki eraldamine etapid asetsevad üksteise kohal ja töötavad järjestikku üksteise järel, lülitudes sisse alles pärast eelmise etapi eraldamist. Selline skeem võimaldab põhimõtteliselt luua suvalise arvu etappidega süsteeme. Selle puuduseks on asjaolu, et järgnevate etappide ressursse ei saa kasutada eelmise töös, olles sellele passiivne koormus.

Kell pikisuunaline eraldamine esimene aste koosneb mitmest identsest raketist (praktikas 2 kuni 8), mis paiknevad sümmeetriliselt ümber teise astme kere, nii et esimese astme mootorite tõukejõudude resultant on suunatud piki raketti sümmeetriatelge. teiseks ja töötab samaaegselt. Selline skeem võimaldab teise astme mootoril töötada samaaegselt esimese astme mootoritega, suurendades seeläbi kogu tõukejõudu, mis on eriti vajalik esimese astme töötamise ajal, kui raketi mass on maksimaalne. Kuid astmete pikisuunalise eraldamisega rakett saab olla ainult kaheastmeline.
Samuti on kombineeritud eraldusskeem - piki-põiki, mis võimaldab ühendada mõlema skeemi eelised, mille puhul esimene etapp jagatakse teisest pikisuunas ja kõigi järgnevate etappide eraldamine toimub risti. Selle lähenemisviisi näide on kodumaine lennuettevõtja Sojuz.

Kosmoselaeval Space Shuttle on ainulaadne pikisuunalise eraldusvõimega kaheastmeline rakett, mille esimene aste koosneb kahest külgmisest tahkekütuse võimendist ja teises etapis on osa kütusest mahutites. orbiit(tegelikult korduvkasutatav laev) ja enamik neist - eemaldatavas väline kütusepaak. Esiteks tarbib orbiidi tõukejõusüsteem kütust välispaagist ja kui see on ammendatud, lastakse välispaak välja ja mootorid jätkavad tööd orbiidi paagis oleva kütusega. Selline skeem võimaldab maksimaalselt ära kasutada orbiidi tõukejõusüsteemi, mis töötab kogu kosmoselaeva orbiidile laskmise ajal.

Ristsuunalise eraldamisega on astmed omavahel ühendatud spetsiaalsete sektsioonidega - adapterid- silindrilise või koonilise kujuga kandekonstruktsioonid (olenevalt astmete läbimõõtude suhtest), millest igaüks peab vastu pidama kõigi järgnevate astmete kogumassile, mis on korrutatud raketi maksimaalse ülekoormuse väärtusega kõigis piirkondades, kus see adapter on on raketi osa.
Pikisuunalise eraldamise korral luuakse teise astme korpusele jõuribad (ees ja taga), mille külge kinnitatakse esimese astme plokid.
Komposiitraketi osi ühendavad elemendid annavad sellele ühtse keha jäikuse ja astmete eraldamisel peaksid need ülemise astme peaaegu hetkega vabastama. Tavaliselt on sammud ühendatud kasutades püroboltid. Pürobolt on kinnituspolt, mille võlli tekitatakse pea lähedale süvend, mis täidetakse elektridetonaatoriga brisantlõhkeainega. Kui elektridetonaatorile rakendatakse vooluimpulssi, toimub plahvatus, mis hävitab poldi võlli, mille tagajärjel selle pea tuleb lahti. Lõhkeaine kogus püroboltis on hoolikalt doseeritud, et ühelt poolt oleks garanteeritud, et see rebib pea küljest ära, teisest küljest aga ei kahjusta raketti. Etappide eraldamisel toidetakse kõigi eraldatud osi ühendavate püroboltide elektridetonaatorid samaaegselt vooluimpulsiga ja ühendus vabastatakse.
Järgmisena tuleks sammud üksteisest ohutus kauguses lahutada. (Ülemise astme mootori käivitamine alumise lähedal võib selle kütusepaagi läbi põletada ja järelejäänud kütus plahvatada, mis kahjustab ülemist astme või destabiliseerib selle lendu.) Kui etapid on atmosfääris eraldatud, hakkab vastutuleva aerodünaamiline jõud. Nende eraldamiseks saab kasutada õhuvoolu, Tühjuses kasutatakse mõnikord väikeseid tahke rakettmootoreid.
Vedelkütuse rakettidel toimivad samad mootorid ka ülemise astme paakides oleva kütuse “sadestamiseks”: kui alumise astme mootor on välja lülitatud, lendab rakett inertsist vaba langemise suhtes, samal ajal kui vedelkütus paagis. paagid on vedrustuses, mis võib mootori käivitamisel põhjustada rikke. Abimootorid annavad etappidele kerge kiirenduse, mille mõjul kütus "sätib" paakide põhjadele.
Ülaloleval raketi pildil

Start viidi läbi mitmeastmelise raketi abil,” oleme neid sõnu korduvalt lugenud reportaažidest maailma esimeste tehissatelliitide stardist, Päikese satelliidi loomisest, kosmoseraketid Kuule. Vaid üks lühike fraas ja kui palju meie kodumaa teadlaste, inseneride ja tööliste inspireeritud tööd on peidus nende kuue sõna taga!

Mis on kaasaegsed mitmeastmelised raketid? Miks tekkis vajadus kosmoselendudeks kasutada suurest arvust astmetest koosnevaid rakette? Milline on raketiastmete arvu suurendamise tehniline mõju?

Proovime neile küsimustele lühidalt vastata. Kosmosesse lendamiseks on vaja tohutuid kütusevarusid. Need on nii suured, et neid ei saa paigutada üheastmelise raketi tankidesse. Inseneriteaduse praegusel tasemel on võimalik ehitada rakett, milles kütus moodustaks kuni 80-90% selle kogukaalust. Ja lendudeks teistele planeetidele peaksid nõutavad kütusevarud olema sadu ja isegi tuhandeid kordi suuremad kui raketi enda kaal ja selles sisalduv kasulik koormus. Nende kütusevarudega, mida saab paigutada üheastmelise raketi paakidesse, on võimalik saavutada lennukiirus kuni 3-4 km/s. Raketimootorite täiustamine, soodsaimate kütuseliikide otsimine, kvaliteetsemate konstruktsioonimaterjalide kasutamine ja rakettide disaini edasine täiustamine võimaldavad kindlasti üheastmeliste rakettide kiirust veidi tõsta. Kuid see jääb kosmilistest kiirustest siiski väga kaugele.

Kosmiliste kiiruste saavutamiseks tegi K. E. Tsiolkovski ettepaneku kasutada mitmeastmelisi rakette. Teadlane ise nimetas neid piltlikult "rakettrongideks". Tsiolkovski sõnul peaks raketirong või, nagu praegu öeldakse, mitmeastmeline rakett koosnema mitmest üksteise peale monteeritud raketist. Alumine rakett on tavaliselt suurim. Ta kannab kogu "rongi". Järgnevad sammud tehakse järjest väiksemaks.

Maa pinnalt õhku tõustes töötavad alumise raketi mootorid. Nad tegutsevad seni, kuni nad kasutavad ära kogu tema paakides oleva kütuse. Kui esimese astme tankid on tühjad, eraldub see ülemistest rakettidest, et mitte koormata nende edasist lendu tühimassiga. Eraldatud esimene tühjade paakidega aste jätkab mõnda aega inertsist üleslendu ja kukub seejärel maapinnale. Esimese astme taaskasutamiseks salvestamiseks saab selle langevarjuga alla lasta.

Pärast esimese etapi eraldamist lülitatakse sisse teise etapi mootorid. Nad hakkavad tegutsema, kui rakett on juba tõusnud teatud kõrgusele ja sellel on märkimisväärne lennukiirus. Teise astme mootorid kiirendavad raketti veelgi, suurendades selle kiirust veel paar kilomeetrit sekundis. Pärast seda, kui kogu teise etapi paakides olev kütus on ära kasutatud, lastakse see ka ära. Komposiitraketi edasise lennu tagab kolmanda astme mootorite töö. Seejärel jäetakse kolmas etapp välja. Järjekord läheneb neljanda etapi mootoritele. Olles teinud neile määratud töö, suurendavad nad raketi kiirust teatud määral ja annavad seejärel teed viienda astme mootoritele. Pärast viienda astme lähtestamist hakkavad tööle kuuendad mootorid.

Seega suurendab raketi iga aste järjest lennukiirust ja viimane, ülemine aste saavutab õhuta ruumis vajaliku kosmilise kiiruse. Kui ülesandeks on maanduda teisele planeedile ja naasta tagasi Maale, siis kosmosesse lennanud rakett peab omakorda koosnema mitmest etapist, mis planeedile laskumisel ja sellelt õhkutõusmisel lülituvad järjestikku sisse.

Huvitav on näha, mis efekti annab suure hulga astmete kasutamine rakettidel.

Võtke üheastmeline rakett stardimassiga 500 tonni. Oletame, et see kaal jaotub järgmiselt: kandevõime - 1 tonn, astme kuivmass - 99,8 tonni ja kütus - 399,2 tonni. Seetõttu on selle raketi konstruktsiooni täiuslikkus on selline, et kaalkütus on 4 korda suurem astme kuivmassist, st raketi enda kaal ilma kütuse ja kandevõimeta. Tsiolkovski arv, st raketi stardikaalu ja selle massi suhe pärast kogu kütuse ärakasutamist, on selle raketi puhul 4,96. See arv ja kiirus, millega gaas mootori düüsist väljub, määravad kiiruse, mille rakett võib saavutada. Proovime nüüd asendada üheastmeline rakett kaheastmelisega. Võtame taas 1-tonnise kandevõime ja eeldame, et astmete konstruktsiooni täiuslikkus ja gaasi väljavoolu kiirus jäävad samaks kui üheastmelise raketi puhul. Seejärel, nagu arvutused näitavad, on sama lennukiiruse saavutamiseks kui esimesel juhul vaja kaheastmelist raketti kogumassiga vaid 10,32 tonni ehk peaaegu 50 korda kergemat kui üheastmelisest. Kaheastmelise raketi kuivmass saab olema 1,86 tonni ja mõlemasse astmesse paigutatud kütuse kaal 7,46 tonni. Nagu näete vaadeldavas näites, üheastmelise raketi asendamine kaheastmelise raketi vastu. esimene etapp võimaldab sama kasuliku koorma käivitamisel vähendada metalli ja kütuse kulu 54 korda.

Võtame näiteks 1-tonnise kandevõimega kosmoseraketi, mis peab läbi murdma atmosfääri tihedatest kihtidest ja õhuvabasse ruumi lennanud arendama teise kosmosekiiruse 11,2 km/sek. Meie diagrammid näitavad sellise kosmoseraketi massi muutust sõltuvalt kütuse kaaluosast igal etapil ja astmete arvust (vt lk 22).

Lihtne on välja arvutada, et kui ehitada rakett, mille mootorid paiskavad gaase välja kiirusega 2400 m/s ja igas etapis langeb kütuse osakaalule vaid 75% kaalust, siis isegi kuue astme puhul langeb raketi stardimass saab olema väga suur - ligi 5,5 tuhat tonni Raketi astmete konstruktsiooniomadusi parandades on võimalik saavutada algmassi märkimisväärne vähenemine. Nii et näiteks kui kütus moodustab 90% astme massist, siis kuueastmeline rakett võib kaaluda 400 tonni.

Kõrge kütteväärtusega kütuse kasutamine rakettides ja nende mootorite efektiivsuse tõstmine annab erakordselt suure efekti. Kui sel viisil suurendatakse gaasi väljavoolu kiirust mootori düüsist vaid 300 m/s, viies selle graafikul näidatud väärtuseni - 2700 m/s, siis saab raketi stardikaalu mitu korda vähendada. Kuueastmelise raketi, mille kütuse kaal on vaid 3-kordne lavakonstruktsiooni kaal, stardimass on ligikaudu 1,5 tuhat tonni. Ja vähendades konstruktsiooni massi 10%-ni iga astme kogumassist, saame raketi stardikaalu vähendada samade kuni 200 sammuga

Kui suurendame gaasi väljavoolu kiirust veel 300 m/s, see tähendab, et võtame selle võrdseks 3 tuhande m/sek, siis toimub kaalu veelgi suurem vähenemine. Näiteks kuueastmelise raketi, mille kütusekaal on 75%, stardimass on 600 tonni.Kütuse kaaluosa suurendamisel 90%-ni on võimalik luua vaid kaheastmeline kosmoserakett. Selle kaal saab olema umbes 850 tonni.Kahekordistades etappide arvu, saate vähendada raketi kaalu 140 tonnini. Ja kuue etapiga langeb stardimass 116 tonnini.

Nii mõjutab raketi kaalu astmete arv, nende disaini täiuslikkus ja gaasi väljavoolu kiirus.

Miks siis astmete arvu suurenemisega vähenevad nõutavad kütusevarud ja koos sellega ka raketi kogumass? Seda seetõttu, et mida suurem on etappide arv, seda sagedamini visatakse tühjad tankid ära, rakett vabaneb kiiremini kasutust lastist. Samal ajal väheneb astmete arvu suurenemisega algul raketi stardimass väga palju ja seejärel muutub etappide arvu suurendamise mõju vähem oluliseks. Samuti võib märkida, nagu on graafikutelt selgelt näha, et suhteliselt kehva konstruktsiooniomadustega rakettide puhul on astmete arvu suurendamisel suurem mõju kui rakettidel, mille kütuseprotsent on igas astmes kõrge. See on täiesti arusaadav. Kui iga etapi kestad on väga rasked, tuleb need võimalikult kiiresti maha visata. Ja kui kerel on väga väike kaal, siis see ei koorma rakette liiga palju ja sagedased tühjade kerede kukkumised ei anna enam nii suurt mõju.

Kui raketid lendavad teistele planeetidele, ei piirdu nõutav kütusekulu kogusega, mis on vajalik kiirendamiseks Maalt õhkutõusmisel. Teisele planeedile lähenedes langeb kosmoselaev oma tõmbesfääri ja hakkab lähenema oma pinnale üha suurema kiirusega. Kui planeedil puudub atmosfäär, mis suudab vähemalt osa kiirusest kustutada, arendab rakett planeedi pinnale kukkudes sama kiirust, mis on vajalik sellelt planeedilt eemale lendamiseks, st teise ruumi kiirus. Teise kosmilise kiiruse väärtus, nagu teada, on igal planeedil erinev. Näiteks Marsil on see 5,1 km/sek, Veenuse puhul 10,4 km/sek, Kuu puhul 2,4 km/sek. Juhul, kui rakett lendab üles planeedi tõmbesfääri, omades viimase suhtes teatud kiirust, on raketi kukkumise kiirus veelgi suurem. Näiteks teine ​​Nõukogude kosmoserakett jõudis Kuu pinnale kiirusega 3,3 km/sek. Kui ülesandeks on tagada raketi sujuv maandumine Kuu pinnale, siis täiendavad kütusevarud peavad olema raketi pardal. Mis tahes kiiruse kustutamiseks on vaja kasutada nii palju kütust, kui on vaja raketi sama kiiruse arendamiseks. Järelikult peab mingisuguse lasti ohutuks Kuu pinnale toimetamiseks mõeldud kosmoserakett kandma märkimisväärseid kütusevarusid. 1-tonnise kandevõimega üheastmelise raketi kaal peaks olenevalt selle disaini täiuslikkusest olema 3-4,5 tonni.

Eelnevalt näitasime, milline tohutu kaal peavad olema rakettidel, et viia kosmosesse 1-tonnine koorem.Ja nüüd näeme, et ainult kolmandiku või isegi neljandiku sellest koormast saab ohutult Kuu pinnale langetada. Ülejäänu peaks olema kütus, mahutid, mootor ja juhtimissüsteem.

Milline peaks olema teadusaparatuuri või muu 1 tonni kaaluva kasuliku koorma ohutuks Kuu pinnale toimetamiseks mõeldud kosmoseraketi lõplik kaal?

Seda tüüpi laevadest aimu andmiseks on meie joonisel tavapäraselt näidatud jaotises viieastmeline rakett, mis on mõeldud 1 tonni kaaluva teadusliku varustusega konteineri Kuu pinnale toimetamiseks. see rakett põhines paljudes raamatutes toodud tehnilistel andmetel (näiteks V. Feodosjevi ja G. Sinjarevi raamatutes "Sissejuhatus raketitehnikasse" ja Suttoni "Raketimootorites").

Võeti vedelkütusega rakettmootorid. Kütuse tarnimiseks põlemiskambritesse on ette nähtud turbopumbad, mida juhivad vesinikperoksiidi lagunemissaadused. Eeldatakse, et esimese astme mootorite gaasi väljavoolu kiirus on 2400 m/s. Ülemiste astmete mootorid töötavad atmosfääri väga haruldastes kihtides ja õhuvabas ruumis, mistõttu nende kasutegur osutub mõnevõrra suuremaks ja nende puhul eeldatakse gaasi väljavoolu kiiruseks 2700 m/sek. Etappide konstruktsiooniomaduste jaoks võeti kasutusele sellised väärtused, mida leidub tehnilises kirjanduses kirjeldatud rakettides.

Valitud lähteandmetega saadi järgmised kosmoseraketi kaalunäitajad: stardimass - 3348 tonni, sealhulgas kütust 2892 tonni, konstruktsiooni 455 tonni ja kasulikku lasti 1 tonn. Üksikute etappide kaal jagunes järgmiselt: esimene aste - 2760 tonni, teine ​​- 495 tonni, kolmas - 75,5 tonni, neljas - 13,78 tonni, viies - 2,72 tonni Raketi kõrgus ulatus 60 meetrini. , alumise astme läbimõõt - 10 m

Esimeses etapis tarniti 19 mootorit tõukejõuga 350 tonni. Teisel - 3 sama mootorit, kolmandal - 3 mootorit tõukejõuga 60 tonni. Neljandal - üks tõukejõuga 35 tonni ja viimasel etapil - mootor tõukejõuga 10 tonni.

Maa pinnalt õhku tõustes kiirendavad esimese astme mootorid raketi kiiruseni 2 km/s. Pärast esimese astme tühja kere kukkumist lülitatakse järgmise kolme astme mootorid sisse ja rakett omandab teise kosmosekiiruse.

Edasi lendab rakett inertsist Kuule. Oma pinnale lähenedes pöörab rakett oma düüsi allapoole. Viienda etapi mootor on sisse lülitatud. See summutab langemiskiirust ja rakett laskub sujuvalt Kuu pinnale.

Ülaltoodud joonis ja sellega seotud arvutused ei kujuta mõistagi tõelist Kuu raketi projekti. Need on antud ainult selleks, et anda esimene ettekujutus kosmose mitmeastmeliste rakettide mastaabist. On täiesti selge, et raketi konstruktsioon, mõõtmed ja kaal sõltuvad teaduse ja tehnika arengutasemest, disainerite käsutuses olevatest materjalidest, kasutatavast kütusest ja raketimootorite kvaliteedist, selle ehitajate oskused. Kosmoserakettide loomine pakub teadlaste, inseneride ja tehnoloogide loovusele piiramatuid võimalusi. Selles valdkonnas on veel palju avastusi ja leiutisi. Ja iga uue saavutusega rakettide omadused muutuvad.

Nii nagu tänapäevased õhulaevad IL-18, TU-104, TU-114 tüüpi ei ole nagu käesoleva sajandi alguses lennanud lennukid, nii täiustatakse pidevalt ka kosmoserakette. Aja jooksul kasutavad raketimootorid kosmoselendudeks mitte ainult keemiliste reaktsioonide energiat, vaid ka muid energiaallikaid, näiteks tuumaprotsesside energiat. Koos rakettmootorite tüüpide muutumisega muutub ka rakettide endi disain. Kuid K. E. Tsiolkovski tähelepanuväärne idee "rakettrongide" loomisest mängib alati auväärset rolli tohutute kosmoseavaruste uurimisel.

Joonisel fig. 22 näitab, et ballistilise raketi trajektoor ja seega ka lennuulatus sõltub algkiirusest V 0 ning nurgast Θ 0 selle kiiruse ja horisondi vahel. Seda nurka nimetatakse viskenurgaks.

Olgu näiteks viskenurk võrdne Θ 0 = 30°. Sel juhul lendab rakett, mis alustas ballistilist lendu punktis 0 kiirusega V 0 = 5 km/sek, mööda elliptilist kõverat II. V 0 = 8 km/sek lendab rakett piki elliptilist kõverat III, kiirusel V 0 = 9 km/sek mööda kõverat IV. Kiiruse tõstmisel 11,2 km/s-ni muutub suletud elliptilise kõvera trajektoor lahtiseks paraboolseks ja rakett lahkub Maa gravitatsioonisfäärist (kõver V). Veelgi suuremal kiirusel põgeneb rakett mööda hüperbooli (VI). Nii muutub raketi trajektoor algkiiruse muutumisel, kuigi viskenurk jääb muutumatuks.

Kui hoiate algkiirust konstantsena ja muudate ainult viskenurka, muutub raketi trajektoor mitte vähem olulisi muutusi.

Olgu näiteks esialgne "kiirus võrdne V 0 = 8 km / h. Kui rakett lastakse vertikaalselt üles (viskenurk Θ 0 = 90 °), siis teoreetiliselt tõuseb see kõrgusele, mis on võrdne raadiusega Maale ja naaseb Maale mitte kaugel algusest ( VII) Θ 0 = 30° juures lendab rakett mööda elliptilist trajektoori, mida me juba vaatlesime (kõver III). Lõpuks Θ 0 = 0° (stardiga paralleelselt horisont), muutub rakett ringikujulise orbiidiga Maa satelliidiks (kõver I).

Need näited näitavad, et ainult viskenurka muutes võib sama algkiirusega 8 km / s rakettide ulatus olla nullist lõpmatuseni.

Millise nurga alt alustab rakett oma ballistlikku lendu? See sõltub juhtimisprogrammist, mis raketile antakse. Näiteks on võimalik iga algkiiruse jaoks valida kõige soodsam (optimaalne) viskenurk, mille juures on lennuulatus suurim. Algkiiruse kasvades see nurk väheneb. Saadud ulatuse, kõrguse ja lennuaja ligikaudsed väärtused on näidatud tabelis. 4.

Tabel 4

Kui viskenurka saab suvaliselt muuta, siis algkiiruse muutus on piiratud ja selle suurendamine iga 1 km/s võrra on seotud suurte tehniliste probleemidega.

K. E. Tsiolkovski andis valemi, mis võimaldab mootorite abil määrata raketi ideaalse kiiruse selle kiirenduse lõpus:

V id \u003d V ist G alguses / G lõpus,

kus V id - raketi ideaalne kiirus aktiivse lõigu lõpus;

V ist - gaaside väljavoolu kiirus mootori reaktiivdüüsist;

G beg – raketi algkaal;

G con - raketi lõplik kaal;

Ln on naturaallogaritmi märk.

Raketimootori düüsist gaaside väljavoolu kiiruse väärtusega tutvusime eelmises lõigus. Tabelis toodud vedelkütuste jaoks. 3, on need kiirused piiratud 2200–2600 m/s (või 2,2–2,6 km/s) ja tahkekütuste puhul 1,6–2,0 km/s.

G start tähistab algkaalu, st raketi kogumassi enne starti ja G end on selle lõplik kaal kiirenduse lõpus (pärast kütuse lõppemist või mootorite väljalülitamist). Nende valemis sisalduvate kaalude suhet G beg /G con nimetatakse Tsiolkovski numbriks ja see iseloomustab kaudselt raketi kiirendamiseks kasutatud kütuse massi. Ilmselgelt, mida suurem on Tsiolkovski arv, seda suurema kiirusega rakett areneb ja järelikult ka kaugemale see lendab (ceteris paribus). Kuid Tsiolkovski arv, aga ka gaaside väljavoolu kiirus düüsist, on oma piirangud.

Joonisel fig. 23 kujutab tüüpilise üheastmelise raketi lõiget ja selle kaaludiagrammi. Lisaks kütusepaakidele on raketil mootorid, juhtimis- ja juhtimissüsteemid, nahk, kandevõime ning erinevad konstruktsioonielemendid ja abiseadmed. Seetõttu ei saa raketi lõppmass olla mitu korda väiksem selle algmassist. Näiteks Saksa rakett V-2 kaalus ilma kütuseta 3,9 tonni, kütusega 12,9 tonni See tähendab, et selle raketi Tsiolkovski number oli: 12,9 / 3,9 = 3,31. Välismaiste raketiteaduse praegusel arengutasemel ulatub see välismaiste rakettide puhul 5–7.

Arvutame üheastmelise raketi ideaalse kiiruse, võttes V 0 = 2,6 km/sek. ja G algus / G lõpp = 7,

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

Tabelist. 4 näitab, et selline rakett on võimeline ulatuma umbes 3200 km kaugusele. Selle tegelik kiirus jääb aga alla 5 km/sek. kuna mootor ei kuluta oma energiat mitte ainult raketi kiirendusele, vaid ka õhutakistuse ületamisele, gravitatsioonijõu ületamisele. Raketi tegelik kiirus on vaid 75–80% ideaalsest. Järelikult on selle algkiirus umbes 4 km/s ja sõiduulatus mitte rohkem kui 1800 km*.

* (Tabelis toodud vahemik. 4 on antud ligikaudne, kuna selle arvutamisel ei võetud arvesse mitmeid tegureid. Näiteks ei võetud arvesse atmosfääri tihedates kihtides asetsevaid trajektoori lõike ja Maa pöörlemise mõju. Idasuunas tulistades on ballistiliste rakettide lennuulatus suurem, kuna nende kiirusele Maa suhtes lisandub ka Maa enda pöörlemiskiirus.)

Mandritevahelise ballistilise raketi loomiseks, Maa tehissatelliitide ja kosmoselaevade käivitamiseks ning veelgi enam kosmoserakettide Kuule ja planeetidele saatmiseks on vaja kanderaketile anda oluliselt suurem kiirus. Nii et 9000–13000 km lennuraadiusega raketi jaoks on algkiiruseks umbes 7 km / s. Esimene kosmiline kiirus, mis tuleb raketile anda, et sellest saaks madala orbiidi kõrgusega Maa satelliit, on teatavasti 8 km/sek.

Maa gravitatsioonisfäärist väljumiseks tuleb rakett kiirendada teise kosmilise kiiruseni - 11,2 km / s, ümber Kuu lendamiseks (ilma Maale naasmata) on vaja kiirust üle 12 km / s. Marsist möödalennu ilma Maale naasmiseta saab sooritada algkiirusega umbes 14 km/s ja tagasipöördumisega ümber Maa orbiidile - umbes 27 km/s. Marsi- ja tagasilennu kestuse lühendamiseks kolmele kuule on vaja kiirust 48 km/s. Raketi kiiruse suurendamine nõuab omakorda kiirendamiseks üha suurema kütusekulu.

Oletame näiteks, et oleme ilma kütuseta ehitanud 1 kg kaaluva raketi. Kui tahame talle öelda kiiruseks 3, 6, 9 ja 12 km / s, siis kui palju kütust tuleb raketti täita ja kiirenduse ajal põletada? Vajalik kütusekogus * on näidatud tabelis. 5.

* (Väljavoolukiirusega 3 km/sek.)

Tabel 5

Pole kahtlust, et raketi korpusesse, mille "kuiv" kaal on vaid 1 kg, mahutame 1,7 kg kütust. Aga on väga kahtlane, et see tema 6,4 kg ära mahub. Ja ilmselgelt on seda täiesti võimatu täita 19 või 54 kg kütusega. Lihtne, kuid piisavalt tugev paak, mis mahutab sellise koguse kütust, kaalub juba palju rohkem kui kilogrammi. Näiteks autojuhtidele tuntud kahekümneliitrine kanister kaalub umbes 3 kg. Raketi "kuiv" kaal peaks lisaks paagile sisaldama ka mootorite, konstruktsiooni, kandevõime jms kaalu.

Meie suur kaasmaalane K. E. Tsiolkovski leidis teise (ja seni ainsa) viisi nii keerulise ülesande lahendamiseks nagu tänapäeval praktikas nõutavate raketikiiruste saavutamine. See tee seisneb mitmeastmeliste rakettide loomises.

Tüüpiline mitmeastmeline rakett on näidatud joonisel fig. 24. See koosneb kasulikust koormast JA mitmest eemaldatavast astmest, millest igaühes on elektrijaam ja kütusevarustus. Esimese astme mootor teavitab kasulikku koormust, samuti teist ja kolmandat etappi (teine ​​alamrakett) kiirusega ν 1 . Pärast kütuse ärakasutamist eraldub esimene aste ülejäänud raketist ja kukub maapinnale ning teise astme mootor lülitatakse raketile sisse. Oma tõukejõu toimel omandab raketi ülejäänud osa (kolmas alamrakett) lisakiiruse ν 2 . Seejärel eraldub ka teine ​​aste pärast kütuse lõppemist ülejäänud raketist ja kukub maapinnale. Sel ajal lülitub sisse kolmanda astme mootor ja teavitab kasulikku lasti lisakiirusest ν 3.

Seega kiirendab mitmeastmelise raketi kandevõime mitu korda. Kolmeastmelise raketi ideaalne kogukiirus võrdub igast etapist saadud kolme ideaalse kiiruse summaga:

V id 3 \u003d ν 1 + ν 2 + ν 3.

Kui kõigi astmete mootoritest gaaside väljavoolu kiirus on sama ja pärast nende eraldamist raketi ülejäänud osa algmassi ja lõpliku osa algkaalu suhe ei muutu, siis kiirus suureneb. ν 1, ν 2 ja ν 3 on üksteisega võrdsed. Siis võime eeldada, et kolmest (või isegi n) astmest koosneva raketi kiirus võrdub kolmekordse (või n-kordse) üheastmelise raketi kiirusega.

Tegelikult võib mitmeastmeliste rakettide igas etapis olla mootoreid, mis annavad erineva väljalaskekiiruse; konstantset kaalusuhet ei pruugita säilitada; õhutakistus lennukiiruse muutumisel ja Maa külgetõmbejõud sellest eemaldudes muutuvad. Seetõttu ei saa mitmeastmelise raketi lõppkiirust määrata, kui korrutada üheastmelise raketi kiirus lihtsalt astmete arvuga*. Kuid jääb tõeks, et astmete arvu suurendamisega saab raketi kiirust kordades tõsta.

* (Arvestada tuleb ka sellega, et ühe astme väljalülitamise ja teise sisselülitamise vahel võib tekkida ajavahemik, mille jooksul rakett lendab inertsist.)

Lisaks võib mitmeastmeline rakett pakkuda sama kasuliku koormuse antud ulatust palju väiksema kütusekulu ja stardikaaluga kui üheastmeline rakett. Kas inimmõistus on suutnud loodusseadustest mööda hiilida? Ei. Lihtsalt inimene, olles õppinud need seadused, saab ülesannet täites säästa kütust ja konstruktsiooni kaalu. Üheastmelises raketis kiirendame aktiivse sektsiooni algusest lõpuni kogu selle "kuiva" kaalu. Mitmeastmelise raketi puhul me seda ei tee. Nii et kolmeastmelise raketi puhul ei kuluta teine ​​aste enam kütust esimese astme "kuivmassi" kiirendamiseks, sest viimane visatakse ära. Kolmas etapp ei raiska ka kütust esimese ja teise etapi "kuivmassi" kiirendamiseks. See kiirendab ainult ennast ja kasulikku koormust. Kolmandat (ja üldiselt viimast) astet ei saanud enam raketi pea küljest lahti ühendada, sest edasist kiirendamist pole vaja. Kuid paljudel juhtudel läheb see siiski lahku. Seega harjutatakse viimaste etappide eraldamist satelliitide kanderakettides, kosmoserakettides ja sellistes lahingurakettides nagu Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris jne.

Kui raketi peaossa paigutatud teadusaparatuur kosmosesse saadetakse, on ette nähtud viimase astme eraldamine. See on vajalik seadmete korrektseks tööks. Kui satelliit käivitatakse, on see ette nähtud ka selle eraldamiseks viimasest etapist. Tänu sellele väheneb vastupanu ja see võib eksisteerida pikka aega. Ballistilise lahingraketi väljalaskmisel on tagatud viimase astme eraldamine lahingupeast, mille tulemusena muutub lahingupea tuvastamine ja tõrjerakettiga tabamine keerulisemaks. Pealegi muutub raketi laskumisel eraldatud viimane etapp peibutis. Kui atmosfääri taassisenemise ajal plaanitakse lõhkepead juhtida või selle lendu stabiliseerida, siis ilma viimase etapita on seda lihtsam juhtida, kuna sellel on väiksem mass. Lõpuks, kui viimast etappi ei eraldata lahingupeast, on vaja kaitsta nii kuumenemise kui ka põlemise eest, mis on kahjumlik.

Muidugi ei lahenda suure kiiruse saavutamise probleem mitte ainult mitmeastmeliste rakettide loomisega. Sellel meetodil on ka oma puudused. Fakt on see, et astmete arvu suurenemisega muutub rakettide disain palju keerulisemaks. Etappide eraldamiseks on vaja keerulisi mehhanisme, mistõttu teadlased püüdlevad alati minimaalse sammude arvu poole ja selleks tuleb kõigepealt õppida, kuidas saada põlemissaaduste väljavoolu järjest suuremaid kiirusi. või mõne muu reaktsiooni saadused.

Mis on mitmeastmelise raketi seade Vaatame klassikalist kosmoselennu raketi näidet, mida on kirjeldatud raketiteaduse rajaja Tsiolkovski kirjutistes. Just tema avaldas esimesena mitmeastmelise raketi valmistamise põhiidee.

Raketi põhimõte.

Gravitatsiooni ületamiseks vajab rakett suurt kütusevaru ja mida rohkem kütust võtame, seda suurem on raketi mass. Seetõttu on raketi massi vähendamiseks need ehitatud mitmeastmelise põhimõttel. Igat etappi võib käsitleda eraldi raketina, millel on oma raketimootor ja kütusevarustus lennuks.

Kosmoseraketi astmete seade.

Kosmoseraketi esimene etapp suurim, kosmoselennu raketis, võib olla kuni 6 1. astme mootorit ja mida raskem koorem tuleb kosmosesse tuua, seda rohkem mootoreid raketi esimeses astmes.

Klassikalises versioonis on neid kolm, mis paiknevad sümmeetriliselt piki võrdhaarse kolmnurga servi, justkui ümbritseksid raketti perimeetri ümber. See lava on suurim ja võimsaim, just tema rebib raketi maha. Kui raketi esimese astme kütus on ära kasutatud, visatakse kogu aste ära.

Pärast seda juhivad raketi liikumist teise astme mootorid. Neid nimetatakse mõnikord kiirendavateks, kuna just teise astme mootorite abil saavutab rakett esimese kosmosekiiruse, mis on piisav Maa-lähedasele orbiidile jõudmiseks.

Seda saab korrata mitu korda, kusjuures raketi iga aste kaalub eelmisest vähem, kuna Maa raskusjõud väheneb tõusuga.

Mitu korda seda protsessi korratakse, nii palju samme sisaldab kosmoserakett. Raketi viimane aste on mõeldud manööverdamiseks (raketi igas etapis on olemas lennuparandusmootorid) ning kasuliku koorma ja astronautide sihtkohta toimetamiseks.

Vaatasime seadme üle kuidas rakett töötab, ballistilised mitmeastmelised raketid, kohutav relv, mis kannab tuumarelvi, on paigutatud täpselt samamoodi ega erine põhimõtteliselt kosmoserakettidest. Nad on võimelised täielikult hävitama nii elu kogu planeedil kui ka enda.

Mitmeastmelised ballistilised raketid lähevad Maa-lähedasele orbiidile ja sealt pihta maapealseid sihtmärke jagatud lõhkepeadega tuumalõhkepeadega. Samas piisab 20-25 minutist, et nad jõuaksid kõige kaugemasse punkti lennata.