Monivaiheinen ohjus: Venäjän federaation puolustusministeriö. Miksi raketteja tehdään monivaiheisina? Kaavio roikkuvilla tankeilla

Hanke kehitettiin EU:n pääomasijoittajan pyynnöstä.

Avaruusalusten kiertoradalle saattamisen kustannukset ovat edelleen erittäin korkeat. Tämä johtuu rakettimoottoreiden korkeista kustannuksista, kalliista ohjausjärjestelmästä, kalliista materiaaleista, joita käytetään rakettien ja niiden moottoreiden rasitussa suunnittelussa, monimutkaisesta ja pääsääntöisesti kalliista tekniikasta niiden valmistukseen, laukaisuun valmistautumiseen ja pääasiassa niiden kertakäyttöä.

Kantajan kustannusten osuus avaruusaluksen laukaisun kokonaiskustannuksista vaihtelee. Jos tietoväline on sarjasarja ja laite on ainutlaatuinen, noin 10 %. Päinvastoin, se voi olla 40% tai enemmän. Se on erittäin kallista, ja siksi syntyi ajatus luoda kantoraketti, joka lentokoneen tavoin nousisi kosmodromista, lentää kiertoradalle ja jättäisi satelliitin tai avaruusaluksen sinne takaisin kosmodromiin.

Ensimmäinen yritys toteuttaa tällainen idea oli Space Shuttle -järjestelmän luominen. Perustuu Konstantin Feoktistovin laatimaan kertakäyttöisten kantolaukkujen ja avaruussukkulajärjestelmän puutteiden analyysiin (K. Feoktistov. Elämän liikerata. Moskova: Vagrius, 2000. ISBN 5-264-00383-1. Luku 8. Raketti lentokoneena), on käsitys ominaisuuksista, joita hyvällä kantoraketilla tulisi olla, jotta hyötykuorma voidaan kuljettaa kiertoradalle mahdollisimman pienin kustannuksin ja mahdollisimman luotettavasti. Sen pitäisi olla uudelleenkäytettävä järjestelmä, joka pystyy tekemään 100-1000 lentoa. Uudelleenkäytettävyyttä tarvitaan sekä kunkin lennon kustannusten alentamiseksi (kehitys- ja valmistuskustannukset jakautuvat lentojen määrään) että hyötykuorman kiertoradalle laukaisemisen luotettavuuden lisäämiseksi: jokainen matka autolla ja lentokoneen lento vahvistaa lentojen oikeellisuuden. sen suunnittelu ja laadukas valmistus. Näin ollen on mahdollista alentaa hyötykuorman ja itse raketin vakuuttamisen kustannuksia. Vain uudelleenkäytettävät koneet voivat olla todella luotettavia ja edullisia käyttää - kuten höyryveturi, auto, lentokone.

Raketin tulee olla yksivaiheinen. Tämä vaatimus, kuten uudelleenkäytettävyys, liittyy kustannusten minimoimiseen ja luotettavuuden varmistamiseen. Todellakin, jos raketti on monivaiheinen, niin vaikka kaikki sen vaiheet palaisivat turvallisesti Maahan, niin ennen jokaista laukaisua ne on koottava yhdeksi kokonaisuudeksi, ja on mahdotonta tarkistaa vaiheprosessien oikeaa kokoonpanoa ja toimintaa. erottelu asennuksen jälkeen, koska jokaisella tarkastuksella kootun koneen tulee murentua . Ei testattu, ei testattu toimivuutta asennuksen jälkeen, liitännät muuttuvat ikään kuin kertakäyttöisiksi. Ja heikomman luotettavuuden solmujen yhdistämä paketti tulee myös jossain määrin kertakäyttöiseksi. Jos raketti on monivaiheinen, sen käyttökustannukset ovat suuremmat kuin yksivaiheisen koneen käyttökustannukset seuraavista syistä:

• Yksivaiheinen kone ei vaadi kokoonpanokustannuksia.
• Maan pinnalla olevia laskeutumisalueita ei tarvitse jakaa ensimmäisten vaiheiden laskeutumista varten, eikä siksi tarvitse maksaa niiden vuokraa, koska näitä alueita ei käytetä taloudessa.
• Ensiaskelmien kuljetuksesta laukaisupaikalle ei tarvitse maksaa.
• Monivaiheisen raketin tankkaus vaatii monimutkaisempaa tekniikkaa, enemmän aikaa. Paketin kokoaminen ja vaiheiden toimittaminen laukaisupaikalle eivät sovellu yksinkertaiseen automatisointiin, ja siksi ne edellyttävät useampien asiantuntijoiden osallistumista tällaisen raketin valmisteluun seuraavaa lentoa varten.

Raketin tulee käyttää polttoaineena vetyä ja happea, joiden palamisen seurauksena moottorin ulostulossa muodostuu ympäristöystävällisiä palamistuotteita korkealla ominaisimpulssilla. Ympäristön puhtaus on tärkeää paitsi alussa, tankkauksen aikana, onnettomuuden sattuessa tehtävissä töissä, myös palamistuotteiden haitallisten vaikutusten välttämiseksi ilmakehän otsonikerrokseen.

Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 ja Roton ovat kehittyneimpiä yksivaiheisten avaruusalusten projekteja ulkomailla. Jos Skylon ja X-33 ovat siivekkäitä ajoneuvoja, niin DC-X ja Roton ovat pystysuoraan nousuun ja pystysuoraan laskeutumiseen tarkoitettuja ohjuksia. Lisäksi molemmat menivät testinäytteiden luomiseen asti. Jos Rotonilla oli vain ilmakehän prototyyppi laskeutumisen harjoitteluun autorotaatiossa, niin DC-X-prototyyppi teki useita lentoja useiden kilometrien korkeuteen nestemäisellä polttoaineella toimivalla rakettimoottorilla (LRE) nestemäisellä hapella ja vedyllä.

Zeya-raketin tekninen kuvaus

Lin Industrial ehdottaa Zeya-kantoraketin (LV) luomista vähentääkseen radikaalisti lastin avaruuteen lähettämisen kustannuksia. Se on yksivaiheinen, uudelleen käytettävä pystysuoran nousun ja pystysuoran laskun kuljetusjärjestelmä. Se käyttää ympäristöystävällisiä ja erittäin tehokkaita polttoainekomponentteja: hapetin - nestemäinen happi, polttoaine - nestemäinen vety.

Kantoraketti koostuu hapetussäiliöstä (jonka yläpuolella on lämpösuoja ilmakehän sisäänpääsyä varten ja pehmeä laskuroottori), hyötykuormatilasta, instrumenttiosastosta, polttoainesäiliöstä, peräosastosta, jossa on propulsiojärjestelmä, ja laskutelineestä. Polttoaine- ja hapetussäiliöt - segmenttikartiomainen, kantava, komposiitti. Polttoainesäiliö paineistetaan nestemäisellä vetykaasutuksella ja hapetinsäiliö paineistetaan korkeapainesylintereistä puristetulla heliumilla. Marssipropulsiojärjestelmä koostuu 36 moottorista, jotka sijaitsevat kehän ympärillä, ja ulkoisesta paisunta-suuttimesta, joka on keskirunko. Ohjaus pääkoneen käytön aikana nousussa ja suunnassa tapahtuu kuristamalla halkaisijaltaan olevia moottoreita, rullassa - kahdeksan moottorin avulla kaasumaisilla polttoainekomponenteilla, jotka sijaitsevat hyötykuormatilan alla. Moottoreita, joissa on kaasumaisia ​​ponneainekomponentteja, käytetään ohjaukseen kiertoradalla.

Zeyan lentokuvio on seuraava. Astuttuaan referenssilähellä Maan kiertoradalle raketti suorittaa tarvittaessa kiertoradalla päästäkseen kohdekiertoradalle, minkä jälkeen avaamalla hyötykuormatilan (paino enintään 200 kg) se erottaa sen.

Yhden kierroksen aikana Maanläheisellä kiertoradalla laukaisuhetkestä lähtien Zeya laskeutuu laukaisukosmodromin alueelle jarrutusimpulssin jälkeen. Korkea laskeutumistarkkuus varmistetaan käyttämällä ohjuksen muodon luomaa nosto-vastussuhdetta sivuttais- ja kantaman liikkeissä. Pehmeä lasku suoritetaan laskeutumalla autorotation periaatteella ja kahdeksalla iskunvaimentimella.

Talous

Alla on arvio töiden ajasta ja kustannuksista ennen ensimmäistä käynnistystä:

• Pilottiprojekti: 2 kuukautta - 2 miljoonaa euroa
• Propulsiojärjestelmän luominen, komposiittisäiliöiden ja ohjausjärjestelmän kehittäminen: 12 kuukautta - 100 miljoonaa euroa
• Penkkipohjan luominen, prototyyppien rakentaminen, tuotannon valmistelu ja modernisointi, luonnossuunnittelu: 12 kuukautta - 70 miljoonaa euroa
• Komponenttien ja järjestelmien kehitys, prototyyppitestaus, lentotuotteen palotestaus, tekninen suunnittelu: 12 kuukautta - 143 milj.

Yhteensä: 3,2 vuotta, 315 miljoonaa euroa

Arviomme mukaan yhden laukaisun kustannukset ovat 0,15 miljoonaa euroa ja lentojen väliset ylläpito- ja yleiskustannukset noin € 0,1 miljoonaa julkaisujen välisenä aikana. Jos asetat julkaisuhinnaksi € 35 tuhatta kiloa kohden (hinta 1250 €/kg), mikä on lähellä Dnepr-raketin laukaisuhintaa ulkomaisille asiakkaille koko lanseeraus (200 kg hyötykuorma) maksaa asiakkaalle € 7 miljoonaa. Näin ollen projekti maksaa itsensä takaisin 47 laukaisussa.

Zeya-versio kolmikomponenttisella moottorilla

Toinen tapa lisätä yksivaiheisen kantoraketin tehokkuutta on siirtyä LRE:hen, jossa on kolme polttoainekomponenttia.

1970-luvun alusta lähtien Neuvostoliitossa ja USA:ssa on tutkittu kolmikomponenttimoottorien käsitettä, jossa vetyä käytettäessä polttoaineena yhdistyisi korkea ominaisimpulssi ja korkeampi keskimääräinen polttoainetiheys (ja siten myös polttoainesäiliöiden pienempi tilavuus ja paino), hiilivetypolttoaineille ominaista. Käynnistettäessä tällainen moottori käy hapella ja kerosiinilla, ja suurilla korkeuksilla se siirtyisi käyttämään nestemäistä happea ja vetyä. Tällainen lähestymistapa voi mahdollistaa yksivaiheisen avaruusaluksen luomisen.

Maassamme kehitettiin kolmikomponenttimoottoreita RD-701, RD-704 ja RD0750, mutta niitä ei tuotu prototyyppien luomisvaiheeseen. 1980-luvulla NPO Molniya kehitti monikäyttöisen ilmailujärjestelmän (MAKS), joka perustuu RD-701 nestemäiseen polttoaineeseen perustuvaan rakettimoottoriin happi + kerosiini + vetypolttoaineella. Kolmikomponenttisten rakettimoottoreiden laskelmia ja suunnittelua tehtiin myös Amerikassa (katso esimerkiksi James A. Martinin ja Alan W. Wilhiten Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines ja Results of Vehicle Studies , julkaistu toukokuussa 1979 Am erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) Paper No. 79-0878).

Uskomme, että kolmikomponenttisessa Zeyassa tulisi käyttää nestemäistä metaania perinteisesti tällaisiin nestemäisiä polttoaineita käyttäviin raketimoottoreihin tarjotun kerosiinin sijaan. Tähän on monia syitä:

• Zeya käyttää hapettimena nestemäistä happea, joka kiehuu -183 celsiusasteen lämpötilassa, eli raketin ja tankkauskompleksin suunnittelussa käytetään jo kryogeenisiä laitteita, mikä tarkoittaa, että kerosiinin korvaamisessa ei ole perustavanlaatuisia vaikeuksia säiliö metaanisäiliöllä -162 celsiusasteessa.
• Metaani on tehokkaampaa kuin kerosiini. Metaani + nestemäinen happi polttoaineparin ominaisimpulssi (SI, LRE-hyötysuhteen mitta - moottorin synnyttämän impulssin suhde polttoaineen kulutukseen) ylittää kerosiini + nestemäinen happi -parin SI:n noin 100 m/s.
• Metaani on halvempaa kuin kerosiini.
• Toisin kuin kerosiinimoottoreissa, metaanimoottoreissa ei juurikaan koksaudu, eli muodostuu vaikeasti poistettavaa nokea. Ja siksi tällaisia ​​moottoreita on helpompi käyttää uudelleenkäytettävissä järjestelmissä.
• Tarvittaessa metaani voidaan korvata vastaavalla nesteytetyllä maakaasulla (LNG). LNG koostuu lähes kokonaan metaanista, sillä on samanlaiset fysikaaliset ja kemialliset ominaisuudet, ja se on hieman vähemmän tehokas kuin puhdas metaani. Samaan aikaan LNG on 1,5–2 kertaa halvempaa kuin kerosiini ja paljon edullisempi. Tosiasia on, että Venäjää peittää laaja maakaasuputkiverkosto. Riittää, kun viedään haara kosmodromiin ja rakennetaan pieni kaasun nesteytyskompleksi. Myös Venäjällä rakennettiin LNG-laitos Sahalinille ja kaksi pientä nesteytyskompleksia Pietariin. Suunnitelmissa on rakentaa viisi uutta tehdasta eri puolille Venäjän federaatiota. Samaan aikaan rakettipetrolin tuotanto vaatii tiukasti määritellyiltä kentiltä louhittua erikoislaatuista öljyä, jonka varastot ovat lopussa Venäjällä.

Kolmikomponenttisen kantoraketin toimintakaavio on seuraava. Ensin poltetaan metaania - polttoainetta, jolla on korkea tiheys, mutta suhteellisen pieni ominaisimpulssi tyhjiössä. Sitten poltetaan vetyä - polttoainetta, jolla on pieni tiheys ja suurin mahdollinen ominaisimpulssi. Molemmat polttoainetyypit poltetaan yhdessä propulsiojärjestelmässä. Mitä suurempi ensimmäisen tyypin polttoaineen osuus on, sitä pienempi on rakenteen massa, mutta sitä suurempi polttoaineen massa. Vastaavasti mitä suurempi toisen tyypin polttoaineen osuus on, sitä pienempi on tarvittava polttoaineen syöttö, mutta sitä suurempi on rakenteen massa. Siksi on mahdollista löytää optimaalinen suhde nestemäisen metaanin ja vedyn massojen välillä.

Teimme vastaavat laskelmat ottamalla vedyn polttoaineosastojen kertoimeksi 0,1 ja metaaniksi - 0,05. Polttoainetilan suhde on polttoaineosaston lopullisen massan suhde käytettävissä olevan polttoainevaraston massaan. Polttoaineosaston lopullinen massa sisältää taatun polttoaineen saannin massat, käyttökelvottomat ponneainekomponenttien jäämät ja painekaasujen massat.

Laskelmat osoittivat, että kolmikomponenttinen Zeya laukaisee 200 kg hyötykuormaa matalalle Maan kiertoradalle rakenteellisella massalla 2,1 tonnia ja laukaisumassalla 19,2 tonnia. Kaksikomponenttinen Zeya nestemäisellä vedyllä menettää paljon: massa rakenne on 4,8 tonnia ja lähtöpaino 37,8 tonnia.

Piirustus Kazimir Simenovichin kirjasta Artis Magnae Artilleriae pars prima 1650

Monivaiheraketti- lentokone, joka koostuu kahdesta tai useammasta mekaanisesti yhdistetystä ohjuksesta, ns askeleet erottua lennossa. Monivaiheisen raketin avulla voit saavuttaa suuremman nopeuden kuin jokainen sen vaihe erikseen.

Tarina

Yksi ensimmäisistä raketteja kuvaavista piirustuksista julkaistiin Kansainyhteisön Vitebskin voivodistuksesta kotoisin olevan sotainsinöörin ja tykistökenraalin Kazimir Simenovichin teoksessa "Artis Magnae Artilleriae pars prima" (lat. "Tykistyksen suuri taide osa yksi" "), painettu Amsterdamissa, Alankomaissa. Sen päällä on kolmivaiheinen raketti, jossa kolmas vaihe on sisäkkäin toisessa, ja molemmat yhdessä ovat ensimmäisessä vaiheessa. Pääosaan asetettiin ilotulitteiden koostumus. Raketit täytettiin kiinteällä polttoaineella - ruudilla. Tämä keksintö on mielenkiintoinen siinä mielessä, että yli kolmesataa vuotta sitten se ennakoi, mihin suuntaan nykyaikainen rakettitekniikka meni.

Ensimmäistä kertaa ajatus monivaiheisten rakettien käytöstä avaruustutkimukseen ilmaistaan ​​K. E. Tsiolkovskyn teoksissa. Kaupungissa hän julkaisi uuden kirjansa nimeltä Space Rocket Trains. K. Tsiolkovski kutsui tätä termiä yhdistelmäraketteiksi tai pikemminkin maasta, sitten ilmaan ja lopuksi ulkoavaruuteen lähtevien rakettien kokoonpanoksi. Junaa, joka koostuu esimerkiksi viidestä ohjuksesta, ohjaa ensin ensimmäinen - pääohjus; polttoaineen käytön jälkeen se irrotetaan ja heitetään maahan. Edelleen samalla tavalla alkaa toimia toinen, sitten kolmas, neljäs ja lopuksi viides, jonka nopeus on siihen mennessä riittävän suuri kuljettaakseen pois planeettojen väliseen avaruuteen. Pääraketin työjärjestys johtuu halusta saada rakettimateriaalit toimimaan ei puristuksessa, vaan jännityksessä, mikä helpottaa suunnittelua. Tsiolkovskin mukaan kunkin raketin pituus on 30 metriä. Halkaisijat - 3 metriä. Kaasut suuttimista karkaavat epäsuorasti rakettien akselille, jotta ne eivät aiheuta painetta seuraaviin raketteihin. Lentoonlähdön pituus maassa on useita satoja kilometrejä.

Huolimatta siitä, että teknisissä yksityiskohdissa rakettitiede on kulkenut monella tapaa eri polkua (esim. nykyaikaiset raketit eivät "siirry" maata pitkin, vaan lähtevät pystysuunnassa, ja rakettirakettien toimintajärjestys. nykyaikaisen raketin vaiheet on päinvastainen verrattuna siihen, josta Tsiolkovsky puhui ), ajatus monivaiheisesta raketista on edelleen ajankohtainen.

Rakettivaihtoehdot. Vasemmalta oikealle:
1. yksivaiheinen raketti;
2. kaksivaiheinen raketti poikittaiserottelulla;
3. Kaksivaiheinen ohjus pitkittäiserottelulla.
4. Raketti ulkoisilla polttoainesäiliöillä, jotka voidaan irrottaa polttoaineen loppumisen jälkeen.

Rakenteellisesti toteutetaan monivaiheisia raketteja c poikittainen tai portaiden pituussuuntainen erotus.
klo poikittaiserottelu vaiheet sijoitetaan päällekkäin ja toimivat peräkkäin peräkkäin, kytkeytyen päälle vasta edellisen vaiheen erotuksen jälkeen. Tällainen järjestelmä mahdollistaa periaatteessa järjestelmien luomisen useilla vaiheilla. Sen haittapuoli on se, että seuraavien vaiheiden resursseja ei voida käyttää edellisen työssä, koska se on sille passiivinen taakka.

klo pitkittäinen erotus ensimmäinen vaihe koostuu useista identtisistä raketteista (käytännössä 2-8), jotka sijaitsevat symmetrisesti toisen asteen rungon ympärillä siten, että ensimmäisen vaiheen moottoreiden työntövoimien resultantti on suunnattu pitkin raketin symmetria-akselia. toiseksi ja työskentelee samanaikaisesti. Tällainen järjestelmä sallii toisen vaiheen moottorin toimia samanaikaisesti ensimmäisen moottoreiden kanssa, mikä lisää kokonaistyöntövoimaa, mikä on erityisen tarpeellista ensimmäisen vaiheen toiminnan aikana, kun raketin massa on suurin. Mutta raketti, jossa on pitkittäinen vaiheiden ero, voi olla vain kaksivaiheinen.
On myös yhdistetty erottelujärjestelmä - pitkittäis-poikittaissuuntainen, jonka avulla voit yhdistää molempien järjestelmien edut, joissa ensimmäinen vaihe on jaettu toisesta pituussuunnassa, ja kaikkien myöhempien vaiheiden erottaminen tapahtuu poikittain. Esimerkki tästä lähestymistavasta on kotimainen lentoyhtiö Sojuz.

Space Shuttle -avaruusaluksessa on ainutlaatuinen rakenne kaksivaiheisesta pitkittäiserottelulla varustetusta raketista, jonka ensimmäinen vaihe koostuu kahdesta sivussa olevasta kiinteän polttoaineen tehostimesta ja toisessa vaiheessa osa polttoaineesta on tankeissa. kiertoradalla(itse asiassa uudelleenkäytettävä alus), ja suurin osa niistä - irrotettavassa ulkoinen polttoainesäiliö. Ensinnäkin kiertoradan propulsiojärjestelmä kuluttaa polttoainetta ulkoisesta säiliöstä, ja kun se tyhjenee, ulkoinen säiliö tyhjennetään ja moottorit jatkavat toimintaansa kiertoradan säiliöissä olevalla polttoaineella. Tällainen järjestelmä mahdollistaa kiertoradan propulsiojärjestelmän, joka toimii koko avaruusaluksen laukaisun kiertoradalle ajan, hyödyntämisen mahdollisimman paljon.

Poikittaisella erotuksella portaat on yhdistetty erityisillä osilla - adapterit- lieriömäiset tai kartiomaiset laakerirakenteet (riippuen portaiden halkaisijoiden suhteesta), joista jokaisen on kestettävä kaikkien seuraavien vaiheiden kokonaispaino kerrottuna raketin kokemalla suurimmalla ylikuormitusarvolla kaikilla alueilla, joilla tämä sovitin on osa rakettia.
Pitkittäisellä erotuksella toisen vaiheen runkoon muodostetaan voimanauhat (etu- ja takaosa), joihin ensimmäisen vaiheen lohkot kiinnitetään.
Komposiittiraketin osia yhdistävät elementit antavat sille yhden kappaleen jäykkyyden, ja kun portaat erotetaan toisistaan, niiden pitäisi melkein välittömästi vapauttaa yläaste. Yleensä vaiheet yhdistetään käyttämällä pyropultit. Pyroboltti on kiinnityspultti, jonka akseliin muodostetaan pään lähelle onkalo, joka on täytetty sähkösytyttimellä varustetulla voimakkaalla räjähteellä. Kun sähkösytyttimeen kohdistetaan virtapulssi, tapahtuu räjähdys, joka tuhoaa pultin akselin, minkä seurauksena sen pää irtoaa. Räjähteiden määrä pyroboltissa annostellaan huolellisesti niin, että toisaalta se repeää taatusti pään irti, toisaalta ei vahingoita rakettia. Kun portaat erotetaan, kaikkien erotettuja osia yhdistävien pyropulttien sähkösytyttimiin syötetään samanaikaisesti virtapulssi ja yhteys puretaan.
Seuraavaksi vaiheet tulisi erottaa turvallisella etäisyydellä toisistaan. (Ylemmän vaiheen moottorin käynnistäminen alemman läheltä voi polttaa sen polttoainesäiliön loppuun ja räjäyttää jäljellä olevan polttoaineen, mikä vahingoittaa ylempää vaihetta tai horjuttaa sen lentoa.) Kun portaat erotetaan ilmakehässä, vastaantulevan aerodynaaminen voima ilmavirtausta voidaan käyttää erottamaan ne. Tyhjiössä käytetään joskus apu pieniä kiinteää rakettimoottoreita.
Nestepolttoaineraketeissa samat moottorit toimivat myös polttoaineen "saostamisessa" ylemmän vaiheen säiliöissä: kun alemman vaiheen moottori sammutetaan, raketti lentää hitaudella vapaassa pudotussuhteessa, kun taas nestemäinen polttoaine säiliöt on jousitettu, mikä voi johtaa vioittumiseen moottoria käynnistettäessä. Apumoottorit antavat portaille pientä kiihtyvyyttä, jonka vaikutuksesta polttoaine "laskeutuu" säiliöiden pohjalle.
Yllä olevassa kuvassa raketista

Laukaisu toteutettiin monivaiheisen raketin avulla”, olemme lukeneet nämä sanat monta kertaa raporteissa maailman ensimmäisten keinotekoisten maasatelliittien laukaisusta, Auringon satelliitin luomisesta, maapallon laukaisusta. avaruusraketit kuuhun. Vain yksi lyhyt lause, ja kuinka paljon isänmaamme tiedemiesten, insinöörien ja työntekijöiden inspiroitunutta työtä on kätketty näiden kuuden sanan taakse!

Mitä ovat nykyaikaiset monivaiheiset raketit? Miksi avaruuslennoille tuli tarpeelliseksi käyttää useista vaiheista koostuvia raketteja? Mikä on raketin vaiheiden määrän lisäämisen tekninen vaikutus?

Yritetään vastata lyhyesti näihin kysymyksiin. Lentojen suorittamiseen avaruuteen tarvitaan valtavia polttoainevarastoja. Ne ovat niin suuria, ettei niitä voida sijoittaa yksivaiheisen raketin tankkeihin. Nykyisellä tekniikan tasolla on mahdollista rakentaa raketti, jossa polttoainetta olisi jopa 80-90 % sen kokonaispainosta. Ja muille planeetoille lennoilla tarvittavien polttoainevarantojen tulisi olla satoja ja jopa tuhansia kertoja suurempia kuin raketin oma paino ja siinä oleva hyötykuorma. Niillä polttoainevaroilla, jotka voidaan sijoittaa yksivaiheisen raketin säiliöön, on mahdollista saavuttaa jopa 3-4 km / s lentonopeus. Rakettimoottorien parantaminen, edullisimpien polttoainelaatujen etsiminen, laadukkaampien rakennemateriaalien käyttö ja rakettien suunnittelun edelleen parantaminen mahdollistavat varmasti yksivaiheisten rakettien nopeuden hieman lisäämisen. Mutta se on silti hyvin kaukana kosmisista nopeuksista.

Kosmisen nopeuksien saavuttamiseksi K. E. Tsiolkovsky ehdotti monivaiheisten rakettien käyttöä. Tiedemies itse kutsui niitä kuvaannollisesti "rakettijuniksi". Tsiolkovskin mukaan rakettijunan tai, kuten nyt sanomme, monivaiheisen raketin tulisi koostua useista päällekkäin asennetuista raketeista. Pohjaraketti on yleensä suurin. Hän kuljettaa koko "junaa". Seuraavat vaiheet pienennetään ja pienennetään.

Nouseessaan maan pinnalta alemman raketin moottorit toimivat. He toimivat, kunnes he käyttävät kaiken polttoaineen hänen säiliöissään. Kun ensimmäisen vaiheen tankit ovat tyhjiä, se erottuu ylemmistä raketteista, jotta ei kuormittaisi niiden jatkolentoa kuolleella painolla. Erotettu ensimmäinen vaihe tyhjillä tankeilla jatkaa lentää jonkin aikaa ylös hitausvoimalla ja putoaa sitten maahan. Ensimmäisen vaiheen tallentamiseksi uudelleenkäyttöä varten se voidaan laskea laskuvarjolla alas.

Ensimmäisen vaiheen erotuksen jälkeen kytketään toisen vaiheen moottorit päälle. Ne alkavat toimia, kun raketti on jo noussut tietylle korkeudelle ja sillä on merkittävä lentonopeus. Toisen vaiheen moottorit kiihdyttävät rakettia edelleen lisäämällä sen nopeutta vielä muutamalla kilometrillä sekunnissa. Kun kaikki toisen vaiheen säiliöissä oleva polttoaine on käytetty loppuun, se myös kaadetaan. Komposiittiraketin jatkolento varmistetaan kolmannen vaiheen moottoreiden toiminnalla. Sitten kolmas vaihe hylätään. Jono lähestyy neljännen vaiheen moottoreita. Tehtyään heille määrätyn työn he lisäävät raketin nopeutta tietyllä määrällä ja antavat sitten tietä viidennen vaiheen moottoreille. Viidennen vaiheen nollauksen jälkeen kuudes moottori alkaa toimia.

Joten raketin jokainen vaihe lisää peräkkäin lentonopeutta, ja viimeinen, ylempi vaihe saavuttaa vaaditun kosmisen nopeuden ilmattomassa tilassa. Jos tehtävänä on laskeutua toiselle planeetalle ja palata takaisin Maahan, niin avaruuteen lentäneen raketin tulee puolestaan ​​koostua useista vaiheista, jotka kytkeytyvät peräkkäin päälle planeetalle laskeutuessa ja siltä noustessa.

On mielenkiintoista nähdä, millaisen vaikutuksen suuren porrasmäärän käyttö raketteissa antaa.

Ota yksivaiheinen raketti, jonka laukaisupaino on 500 tonnia. Oletetaan, että tämä paino jakautuu seuraavasti: hyötykuorma - 1 tonni, vaiheen kuivapaino - 99,8 tonnia ja polttoaine - 399,2 tonnia. Siksi tämän raketin rakenteellinen täydellisyys on sellainen, että polttoaineen paino on 4 kertaa vaiheen kuivapaino, eli itse raketin paino ilman polttoainetta ja hyötykuormaa. Tsiolkovsky-luku, eli raketin laukaisupainon suhde sen painoon, kun kaikki polttoaine on käytetty, on tälle raketille 4,96. Tämä luku ja nopeus, jolla kaasu poistuu moottorin suuttimesta, määräävät nopeuden, jonka raketti voi saavuttaa. Yritetään nyt korvata yksivaiheinen raketti kaksivaiheisella raketilla. Otetaan jälleen 1 tonnin hyötykuorma ja oletetaan, että portaiden suunnittelun täydellisyys ja kaasun ulosvirtausnopeus pysyvät samoina kuin yksivaiheisessa raketissa. Sitten, kuten laskelmat osoittavat, saman lentonopeuden saavuttamiseksi kuin ensimmäisessä tapauksessa tarvitaan kaksivaiheinen raketti, jonka kokonaispaino on vain 10,32 tonnia, eli lähes 50 kertaa kevyempi kuin yksivaiheinen. Kaksivaiheisen raketin kuivapainoksi tulee 1,86 tonnia ja molempiin vaiheisiin asetettavan polttoaineen painoksi tulee 7,46 tonnia. Kuten näet, tarkasteltavassa esimerkissä yksivaiheisen raketin korvaaminen kaksivaiheisella raketilla Vaihe 1 mahdollistaa metallin ja polttoaineen kulutuksen vähentämisen 54 - kertaisesti saman hyötykuorman laukaisussa .

Otetaan esimerkiksi avaruusraketti, jonka hyötykuorma on 1 tonnin. Tämän raketin on murtauduttava ilmakehän tiheiden kerrosten läpi ja ilmattomaan avaruuteen lentäessään kehitettävä toinen avaruusnopeus 11,2 km/s. Kaavioissamme näkyy tällaisen avaruusraketin painon muutos riippuen polttoaineen paino-osuudesta kussakin vaiheessa ja vaiheiden lukumäärästä (katso sivu 22).

On helppo laskea, että jos rakennat raketin, jonka moottorit heittävät kaasuja nopeudella 2400 m / s ja jokaisessa vaiheessa vain 75% painosta laskee polttoaineen osuudelle, niin jopa kuudella askeleella raketin lentoonlähtöpaino tulee olemaan erittäin suuri - lähes 5,5 tuhatta tonnia Raketin vaiheiden suunnitteluominaisuuksia parantamalla on mahdollista saavuttaa merkittävä lähtöpainon pudotus. Joten esimerkiksi jos polttoaineen osuus on 90% vaiheen painosta, niin kuusivaiheinen raketti voi painaa 400 tonnia.

Korkealämpöisen polttoaineen käyttö raketteissa ja niiden moottoreiden hyötysuhteen lisääminen tuovat poikkeuksellisen suuren vaikutuksen. Jos tällä tavalla kaasun ulosvirtausnopeutta moottorin suuttimesta lisätään vain 300 m/s, jolloin se saadaan kaaviossa ilmoitettuun arvoon - 2700 m/s, niin raketin laukaisupainoa voidaan pienentää useita kertoja. Kuusiportaisen raketin, jossa polttoaineen paino on vain 3 kertaa lavarakenteen paino, laukaisupaino on noin 1,5 tuhatta tonnia Ja vähentämällä rakenteen paino 10 prosenttiin kunkin vaiheen kokonaispainosta, voimme vähentää raketin laukaisupainoa samalla jopa 200 askelmalla

Jos lisäämme kaasun ulosvirtauksen nopeutta vielä 300 m/s, eli otamme sen 3 000 m/s, niin tapahtuu vielä suurempi painon aleneminen. Esimerkiksi kuusivaiheisen raketin, jonka polttoaineen paino-osuus on 75 %, laukaisupaino on 600 t. Nostamalla polttoaineen paino-osuus 90 prosenttiin on mahdollista luoda avaruusraketti, jossa on vain kaksi vaihetta. Sen paino tulee olemaan noin 850 tonnia. Kaksinkertaistamalla porrasmäärän voit pudottaa raketin painon 140 tonniin ja kuudella askeleella lentoonlähtöpaino putoaa 116 tonniin.

Näin portaiden lukumäärä, niiden suunnittelun täydellisyys ja kaasun ulosvirtauksen nopeus vaikuttavat raketin painoon.

Miksi sitten, kun vaiheiden lukumäärä kasvaa, tarvittavat polttoainevarat vähenevät ja niiden mukana raketin kokonaispaino? Tämä johtuu siitä, että mitä enemmän vaiheita on, sitä useammin tyhjiä tankkeja heitetään pois, raketti vapautuu nopeammin turhasta lastista. Samaan aikaan vaiheiden lukumäärän kasvaessa raketin lentoonlähtöpaino laskee aluksi hyvin paljon, ja sitten vaiheiden määrän lisäämisen vaikutus vähenee. Voidaan myös todeta, kuten kaavioista voidaan selvästi nähdä, että suhteellisen huonosti rakennetuilla raketteilla portaiden lukumäärän lisäämisellä on suurempi vaikutus kuin raketteilla, joissa kussakin vaiheessa on korkea polttoaineprosentti. Tämä on aivan ymmärrettävää. Jos kunkin vaiheen kuoret ovat erittäin raskaita, ne on pudotettava mahdollisimman nopeasti. Ja jos rungon paino on erittäin pieni, se ei kuormita ohjuksia liikaa, eikä tyhjien runkojen toistuvilla pudotuksilla ole enää niin suurta vaikutusta.

Kun raketit lentävät muille planeetoille, tarvittava polttoaineenkulutus ei rajoitu siihen määrään, joka tarvitaan kiihtyvyyteen maasta nousun aikana. Lähestyessään toista planeettaa, avaruusalus putoaa sen vetovoimapiiriin ja alkaa lähestyä sen pintaa kasvavalla nopeudella. Jos planeetalta puuttuu ilmakehä, joka pystyy sammuttamaan ainakin osan nopeudesta, niin raketti putoaessaan planeetan pinnalle kehittää saman nopeuden, joka on tarpeen lentääkseen pois tältä planeetalta, eli toinen avaruusnopeus. Toisen kosmisen nopeuden arvo, kuten tiedetään, on erilainen jokaisella planeetalla. Esimerkiksi Marsin nopeus on 5,1 km/s, Venuksen 10,4 km/s, Kuun 2,4 km/s. Siinä tapauksessa, että raketti lentää planeetan vetoalueelle, jolla on tietty nopeus verrattuna jälkimmäiseen, raketin putoamisnopeus on vielä suurempi. Esimerkiksi toinen Neuvostoliiton avaruusraketti saavutti Kuun pinnan nopeudella 3,3 km/s. Jos tehtävänä on varmistaa raketin tasainen laskeutuminen Kuun pinnalle, raketissa on oltava lisäpolttoainevarastoja. Nopeuden sammuttamiseksi on käytettävä niin paljon polttoainetta kuin on tarpeen, jotta raketti voi kehittää saman nopeuden. Näin ollen jonkinlaisen lastin turvalliseen kuljettamiseen kuun pinnalle tarkoitetussa avaruusraketissa on oltava merkittäviä polttoainevarastoja. Yksivaiheisen raketin, jonka hyötykuorma on 1 tonnin, painon tulisi olla 3-4,5 tonnia suunnittelun täydellisyydestä riippuen.

Aiemmin näytimme, mikä valtava paino raketteilla pitää olla voidakseen kuljettaa 1 tonnin kuorman avaruuteen, ja nyt näemme, että vain kolmasosa tai jopa neljäsosa tästä kuormasta voidaan laskea turvallisesti Kuun pinnalle. Loput pitäisi olla polttoainetta, varastosäiliöitä, moottoria ja ohjausjärjestelmää.

Mikä pitäisi olla avaruusraketin lopullinen paino, joka on tarkoitettu tieteellisten laitteiden tai muun 1 tonnin painoisen hyötykuorman turvalliseen toimittamiseen Kuun pinnalle?

Jotta tämän tyyppisistä aluksista saisi käsityksen, kuvassamme on perinteisesti esitetty osassa viisivaiheinen raketti, joka on suunniteltu toimittamaan 1 tonnin painoinen kontti tieteellisillä laitteilla Kuun pinnalle. tämä raketti perustui useissa kirjoissa annettuihin teknisiin tietoihin (esimerkiksi V. Feodosjevin ja G. Sinjarevin kirjoissa "Johdatus rakettitekniikkaan" ja Suttonin "Rakettimoottorit").

Nestemäistä polttoainetta käyttäviä rakettimoottoreita otettiin. Polttoaineen syöttämiseksi polttokammioihin tarjotaan turbopumppuyksiköitä, joita käyttävät vetyperoksidin hajoamistuotteet. Ensimmäisen vaiheen moottoreiden keskimääräiseksi kaasun ulosvirtausnopeudeksi oletetaan 2400 m/s. Ylempien vaiheiden moottorit toimivat ilmakehän erittäin harvinaisissa kerroksissa ja ilmattomassa tilassa, joten niiden hyötysuhde osoittautuu jonkin verran korkeammaksi ja niille kaasun ulosvirtausnopeudeksi oletetaan 2700 m/s. Vaiheiden suunnitteluominaisuuksia varten otettiin käyttöön sellaiset arvot, jotka löytyvät teknisessä kirjallisuudessa kuvatuista raketteista.

Valituilla lähtötiedoilla saatiin seuraavat avaruusraketin painoominaisuudet: lentoonlähtöpaino - 3 348 tonnia, mukaan lukien 2 892 tonnia polttoainetta, 455 tonnia rakennetta ja 1 tonni hyötykuormaa. Yksittäisten vaiheiden paino jakautui seuraavasti: ensimmäinen vaihe - 2 760 tonnia, toinen - 495 tonnia, kolmas - 75,5 tonnia, neljäs - 13,78 tonnia, viides - 2,72 tonnia. Raketin korkeus saavutti 60 m , alemman vaiheen halkaisija - 10 m

Ensimmäisessä vaiheessa toimitettiin 19 moottoria, joiden jokaisen työntövoima oli 350 tonnia. Toisessa - 3 samaa moottoria, kolmannessa - 3 moottoria työntövoimalla 60 tonnia. Neljännessä - yksi, jonka työntövoima on 35 tonnia ja viimeisessä vaiheessa - moottori, jonka työntövoima on 10 tonnia.

Nouseessaan maan pinnalta ensimmäisen vaiheen moottorit kiihdyttävät raketin nopeuteen 2 km / s. Kun ensimmäisen vaiheen tyhjä runko on pudotettu, seuraavan kolmen vaiheen moottorit käynnistetään ja raketti saa toisen avaruusnopeuden.

Lisäksi raketti lentää inertialla kuuhun. Lähestyessään pintaansa raketti kääntää suuttimen alas. Viidennen vaiheen moottori käynnistetään. Se vaimentaa putoamisnopeutta ja raketti laskeutuu tasaisesti kuun pinnalle.

Yllä oleva kuva ja siihen liittyvät laskelmat eivät tietenkään edusta todellista kuun raketin projektia. Ne annetaan vain antamaan ensimmäinen käsitys avaruuden monivaiheisten rakettien laajuudesta. On täysin selvää, että raketin rakenne, mitat ja paino riippuvat tieteen ja tekniikan kehitystasosta, suunnittelijoiden käytettävissä olevista materiaaleista, käytetystä polttoaineesta ja rakettimoottorien laadusta, rakentajiensa taidot. Avaruusrakettien luominen tarjoaa rajattomasti tilaa tutkijoiden, insinöörien ja tekniikkojen luovuudelle. Tällä alalla on vielä monia löytöjä ja keksintöjä tehtävänä. Ja jokaisen uuden saavutuksen myötä ohjusten ominaisuudet muuttuvat.

Aivan kuten nykyaikaiset IL-18-, TU-104-, TU-114-tyyppiset ilmalaivat eivät ole samanlaisia ​​kuin tämän vuosisadan alussa lentäneet lentokoneet, niin myös avaruusraketteja kehitetään jatkuvasti. Ajan myötä rakettimoottorit käyttävät avaruuslennoilla paitsi kemiallisten reaktioiden energiaa myös muita energialähteitä, kuten ydinprosessien energiaa. Rakettimoottorityyppien muutoksen myötä myös itse rakettien rakenne muuttuu. Mutta K. E. Tsiolkovskyn merkittävä ajatus "rakettijunien" luomisesta tulee aina olemaan kunniakas rooli valtavien avaruuden laajuuksien tutkimuksessa.

Kuvassa Kuva 22 osoittaa, että ballistisen ohjuksen lentorata ja siten sen lentomatka riippuu alkunopeudesta V 0 ja tämän nopeuden ja horisontin välisestä kulmasta Θ 0. Tätä kulmaa kutsutaan heittokulmaksi.

Olkoon esimerkiksi heittokulma Θ 0 = 30°. Tässä tapauksessa raketti, joka aloitti ballistisen lentonsa pisteestä 0 nopeudella V 0 = 5 km/s, lentää elliptistä käyrää II pitkin. Nopeudella V 0 = 8 km/s raketti lentää elliptistä käyrää III pitkin, nopeudella V 0 = 9 km/s, käyrää IV pitkin. Kun nopeus nostetaan 11,2 km/s:iin, liikerata suljetusta elliptisestä käyrästä muuttuu avoimeksi paraboliseksi ja raketti poistuu maan painovoimapallolta (käyrä V). Vielä suuremmalla nopeudella raketti pakenee hyperbolia (VI) pitkin. Näin raketin lentorata muuttuu alkunopeuden muutoksen myötä, vaikka heittokulma pysyy ennallaan.

Jos pidät alkunopeuden vakiona ja muutat vain heittokulmaa, raketin lentorata muuttuu yhtä merkittäviä.

Olkoon esimerkiksi alkunopeus V 0 = 8 km/h. Jos raketti laukaistaan ​​pystysuoraan ylöspäin (heittokulma Θ 0 = 90 °), niin se teoriassa nousee korkeuteen, joka vastaa sädettä Maahan ja palaa takaisin Maahan lähellä alusta ( VII) Kohdassa Θ 0 = 30° raketti lentää jo tarkastelemaamme elliptistä lentorataa pitkin (käyrä III). Lopuksi kohdassa Θ 0 = 0° (laukaisu samansuuntaisesti horisontti), raketti muuttuu maapallon satelliitiksi, jolla on ympyränmuotoinen kiertorata (käyrä I).

Nämä esimerkit osoittavat, että vain heittokulmaa muuttamalla ohjusten kantama samalla alkunopeudella 8 km/s voi olla nollasta äärettömään.

Mistä kulmasta raketti aloittaa ballistisen lentonsa? Se riippuu raketille annetusta ohjausohjelmasta. Jokaiselle alkunopeudelle voidaan esimerkiksi valita edullisin (optimaalinen) heittokulma, jossa lentoetäisyys on suurin. Alkunopeuden kasvaessa tämä kulma pienenee. Tuloksena saadut kantaman, korkeuden ja lentoajan likimääräiset arvot on esitetty taulukossa. neljä.

Taulukko 4

Jos heittokulmaa voidaan muuttaa mielivaltaisesti, alkunopeuden muutos on rajoitettu ja sen lisääminen 1 km/s välein liittyy suuriin teknisiin ongelmiin.

K. E. Tsiolkovsky antoi kaavan, jonka avulla on mahdollista määrittää raketin ihanteellinen nopeus sen kiihtyvyyden lopussa moottoreilla:

V id \u003d V ist G:n alussa / G lopussa,

missä V id - raketin ihanteellinen nopeus aktiivisen osan lopussa;

V ist - kaasujen ulosvirtausnopeus moottorin suihkusuuttimesta;

G beg - raketin alkuperäinen paino;

G con - raketin lopullinen paino;

Ln on luonnollisen logaritmin merkki.

Tutustuimme rakettimoottorin suuttimesta kaasujen ulosvirtausnopeuden arvoon edellisessä osiossa. Taulukossa annetuille nestemäisille polttoaineille. 3, nämä nopeudet on rajoitettu 2200-2600 m/s (tai 2,2-2,6 km/s) ja kiinteiden polttoaineiden osalta 1,6-2,0 km/s.

G start tarkoittaa alkupainoa eli raketin kokonaispainoa ennen laukaisua ja G end on sen lopullinen paino kiihdytyksen lopussa (polttoaineen loppumisen tai moottorien sammuttamisen jälkeen). Näiden kaavaan sisältyvien painojen suhdetta G beg /G con kutsutaan Tsiolkovsky-luvuksi ja se kuvaa epäsuorasti raketin kiihdyttämiseen käytetyn polttoaineen painoa. On selvää, että mitä suurempi Tsiolkovsky-luku, sitä suurempi nopeus raketti kehittyy ja siten sitä kauemmaksi se lentää (ceteris paribus). Kuitenkin Tsiolkovsky-luku, samoin kuin kaasujen ulosvirtausnopeus suuttimesta, on rajoituksensa.

Kuvassa Kuva 23 esittää osan tyypillisestä yksivaiheisesta raketista ja sen painokaaviosta. Polttoainesäiliöiden lisäksi raketissa on moottoreita, ohjaus- ja ohjausjärjestelmiä, kuorta, hyötykuormaa sekä erilaisia ​​rakenneosia ja apulaitteita. Siksi raketin lopullinen paino ei voi olla monta kertaa pienempi kuin sen alkuperäinen paino. Esimerkiksi saksalainen V-2-raketti painoi ilman polttoainetta 3,9 tonnia ja polttoaineen kanssa 12,9 tonnia, mikä tarkoittaa, että tämän raketin Tsiolkovsky-luku oli: 12,9 / 3,9 = 3,31. Ulkomaisen rakettitieteen nykyisellä kehitystasolla tämä ulkomaisten rakettien suhde on 5–7.

Lasketaan yksivaiheisen raketin ihanteellinen nopeus, kun V 0 = 2,6 km/s. ja G alku / G loppu = 7,

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

Taulukosta. Kuva 4 osoittaa, että tällainen ohjus pystyy saavuttamaan noin 3 200 kilometrin kantaman. Sen todellinen nopeus on kuitenkin alle 5 km/s. koska moottori kuluttaa energiaansa ei vain raketin kiihtyvyyteen, vaan myös ilmanvastuksen voittamiseen, painovoiman voittamiseen. Raketin todellinen nopeus on vain 75 - 80% ihanteellisesta. Näin ollen sen alkunopeus on noin 4 km/s ja toimintasäde enintään 1800 km*.

* (Taulukossa annettu alue. 4 on annettu likimääräinen, koska useita tekijöitä ei otettu huomioon sitä laskettaessa. Esimerkiksi ilmakehän tiheissä kerroksissa sijaitsevia lentoradan osia ja Maan pyörimisen vaikutusta ei otettu huomioon. Idän suunnassa ammuttaessa ballististen ohjusten lentoetäisyys on suurempi, koska itse Maan pyörimisnopeus lisätään niiden nopeuteen suhteessa maahan.)

Mantereidenvälisen ballistisen ohjuksen luomiseksi, keinotekoisten maasatelliittien ja avaruusalusten laukaisemiseksi ja varsinkin avaruusrakettien lähettämiseksi Kuuhun ja planeetoille on tarpeen antaa huomattavasti suurempi nopeus kantoraketille. Joten ohjukselle, jonka kantama on 9000 - 13000 km, vaaditaan noin 7 km / s alkunopeus. Ensimmäinen kosminen nopeus, joka on annettava raketille, jotta siitä voi tulla matalan kiertoradan korkeuden omaava Maan satelliitti, on tunnetusti 8 km/s.

Maan painovoimapallosta poistumiseksi raketti on kiihdytettävä toiseen kosmiseen nopeuteen - 11,2 km / s, lentääkseen Kuun ympäri (palaamatta Maahan) vaaditaan yli 12 km / s nopeus. Marsin ohilento ilman paluuta Maahan voidaan suorittaa alkunopeudella noin 14 km/s ja paluukierroksella Maan ympäri - noin 27 km/s. 48 km/s nopeus vaaditaan lyhentämään Marsiin ja takaisin lennon kestoa kolmeen kuukauteen. Raketin nopeuden lisääminen puolestaan ​​vaatii jatkuvasti kasvavan polttoainemäärän kuluttamista kiihdyttämiseen.

Oletetaan esimerkiksi, että olemme rakentaneet 1 kg painavan raketin ilman polttoainetta. Jos haluamme kertoa hänelle nopeuden 3, 6, 9 ja 12 km / s, kuinka paljon polttoainetta on täytettävä rakettiin ja poltettava kiihdytyksen aikana? Tarvittava polttoainemäärä * näkyy taulukossa. 5.

* (Ulosvirtausnopeudella 3 km/s.)

Taulukko 5

Ei ole epäilystäkään siitä, että raketin rungossa, jonka "kuiva" paino on vain 1 kg, pystymme sijoittamaan 1,7 kg polttoainetta. Mutta on hyvin kyseenalaista, kestääkö se hänen 6,4 kg. Ja on selvää, että siihen on täysin mahdotonta täyttää 19 tai 54 kg polttoainetta. Yksinkertainen mutta riittävän vahva säiliö, johon mahtuu tällainen määrä polttoainetta, painaa jo paljon enemmän kuin kilon. Esimerkiksi autoilijoiden tuntema kahdenkymmenen litran kanisteri painaa noin 3 kg. Raketin "kuivapainoon" tulee tankin lisäksi sisältyä moottoreiden paino, rakenne, hyötykuorma jne.

Suuri maanmiehimme K. E. Tsiolkovsky löysi toisen (ja toistaiseksi ainoan) tavan ratkaista niin vaikea tehtävä kuin saavuttaa nykypäivän harjoituksen vaatimat raketin nopeudet. Tämä polku koostuu monivaiheisten rakettien luomisesta.

Tyypillinen monivaiheinen raketti on esitetty kuvassa. 24. Se koostuu hyötykuormasta JA useista irrotettavista vaiheista, joissa jokaisessa on voimalaitos ja polttoaineen syöttö. Ensimmäisen asteen moottori ilmoittaa hyötykuorman sekä toisen ja kolmannen vaiheen (toinen osaraketti) nopeudella ν 1 . Kun polttoaine on kulunut loppuun, ensimmäinen vaihe irtoaa muusta raketista ja putoaa maahan, ja toisen vaiheen moottori käynnistetään raketissa. Työntövoimansa vaikutuksesta raketin jäljellä oleva osa (kolmas osaraketti) saa lisänopeuden ν 2 . Sitten toinen vaihe irtoaa polttoaineen loppumisen jälkeen muusta raketista ja putoaa maahan. Tällä hetkellä kolmannen vaiheen moottori käynnistyy ja ilmoittaa hyötykuormalle lisänopeuden ν 3 .

Siten monivaiheisessa raketissa hyötykuorma kiihtyy monta kertaa. Kolmivaiheisen raketin ihanteellinen kokonaisnopeus on yhtä suuri kuin kustakin vaiheesta saadun kolmen ihanteellisen nopeuden summa:

V id 3 \u003d ν 1 + ν 2 + ν 3.

Jos kaasujen ulosvirtausnopeus kaikkien vaiheiden moottoreista on sama ja kunkin erotuksen jälkeen raketin jäljellä olevan osan alkuperäisen painon suhde lopulliseen ei muutu, nopeus kasvaa ν 1, ν 2 ja ν 3 ovat keskenään yhtä suuret. Tällöin voidaan olettaa, että kolmesta (tai jopa n) vaiheesta koostuvan raketin nopeus on kolminkertainen (tai n-kertainen) yksivaiheisen raketin nopeus.

Itse asiassa monivaiheisten rakettien jokaisessa vaiheessa voi olla moottoreita, jotka antavat erilaisia ​​pakokaasunopeuksia; vakiopainosuhdetta ei välttämättä ylläpidetä; ilmanvastus lentonopeuden muuttuessa ja Maan vetovoima, kun siirryt pois siitä. Siksi monivaiheisen raketin lopullista nopeutta ei voida määrittää yksinkertaisesti kertomalla yksivaiheisen raketin nopeus vaiheiden määrällä*. Mutta on totta, että lisäämällä vaiheiden määrää raketin nopeutta voidaan moninkertaistaa.

* (On myös pidettävä mielessä, että yhden vaiheen sammuttamisen ja toisen päälle kytkemisen välillä voi olla aikaväli, jonka aikana raketti lentää hitaudella.)

Lisäksi monivaiheinen raketti voi tarjota tietyn kantaman samalla hyötykuormalla paljon pienemmällä ja laukaisupainolla kuin yksivaiheinen raketti. Onko ihmismieli onnistunut kiertämään luonnonlakeja? Ei. Vain henkilö, joka on oppinut nämä lait, voi säästää polttoainetta ja rakenteen painoa suorittaessaan tehtävän. Yksivaiheisessa raketissa, aktiivisen osan alusta loppuun, kiihdyttämme koko sen "kuivan" painon. Monivaiheisessa raketissa emme tee sitä. Joten kolmivaiheisessa raketissa toinen vaihe ei enää kuluta polttoainetta ensimmäisen vaiheen "kuivan" painon kiihdyttämiseen, koska jälkimmäinen hylätään. Kolmas vaihe ei myöskään tuhlaa polttoainetta ensimmäisen ja toisen vaiheen "kuivapainon" kiihdyttämiseen. Se kiihdyttää vain itseään ja hyötykuormaa. Kolmatta (ja yleensä viimeistä) vaihetta ei voitu enää irrottaa raketin päästä, koska lisäkiihdytystä ei tarvita. Mutta monissa tapauksissa se eroaa silti. Siten viimeisten vaiheiden erottamista harjoitetaan satelliittien kantoraketteissa, avaruusraketeissa ja sellaisissa taisteluohjuksissa kuin Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris jne.

Kun raketin pääosaan sijoitetut tieteelliset laitteet laukaistaan ​​avaruuteen, suunnitellaan viimeisen vaiheen erottamista. Tämä on välttämätöntä laitteen oikean toiminnan kannalta. Kun satelliitti laukaistaan, se on myös varustettu sen erottamiseksi viimeisestä vaiheesta. Tästä johtuen vastus vähenee ja se voi olla olemassa pitkään. Taisteluballistisen ohjuksen laukaisussa tarjotaan viimeisen vaiheen erottaminen taistelupäästä, minkä seurauksena taistelupään havaitseminen ja siihen osuminen ohjuksella on vaikeampaa. Lisäksi raketin laskeutumisen aikana erotettu viimeinen vaihe muuttuu houkuttimaksi. Jos ilmakehään palaamisen aikana on tarkoitus hallita taistelukärkeä tai vakauttaa sen lento, niin ilman viimeistä vaihetta on helpompi hallita sitä, koska sillä on pienempi massa. Lopuksi, jos viimeistä vaihetta ei eroteta taistelupäästä, on tarpeen suojata sekä kuumennukselta että palamiselta, mikä on kannattamatonta.

Tietenkin suurten nopeuksien saamisen ongelma ratkaistaan ​​paitsi luomalla monivaiheisia raketteja. Tällä menetelmällä on myös haittapuolensa. Tosiasia on, että vaiheiden määrän kasvaessa rakettien suunnittelusta tulee paljon monimutkaisempi. Vaiheiden erottamiseen tarvitaan monimutkaisia ​​mekanismeja, joten tutkijat pyrkivät aina mahdollisimman pieniin vaiheisiin, ja tätä varten on ensinnäkin opittava, kuinka saada palamistuotteiden ulosvirtauksen nopeuksia yhä enemmän. tai jonkin muun reaktion tuotteita.

Mikä on monivaiheisen raketin laite Katsotaanpa klassista esimerkkiä avaruuslentojen raketista, joka on kuvattu rakettitieteen perustajan Tsiolkovskin kirjoituksissa. Hän oli ensimmäinen, joka julkaisi perusidean monivaiheisen raketin valmistamisesta.

Raketin periaate.

Painovoiman voittamiseksi raketti tarvitsee suuren määrän polttoainetta, ja mitä enemmän polttoainetta otamme, sitä suurempi on raketin massa. Siksi raketin massan vähentämiseksi ne on rakennettu monivaiheisen periaatteen mukaan. Jokaista vaihetta voidaan pitää erillisenä rakettina, jossa on oma rakettimoottori ja polttoaineen syöttö lentoa varten.

Avaruusraketin vaiheiden laite.

Avaruusraketin ensimmäinen vaihe suurin, avaruuslennolle tarkoitetussa raketissa, voi olla jopa 6 ensimmäisen vaiheen moottoria, ja mitä raskaampi kuorma on tuotava avaruuteen, sitä enemmän moottoreita raketin ensimmäisessä vaiheessa.

Klassisessa versiossa niitä on kolme, jotka sijaitsevat symmetrisesti tasakylkisen kolmion reunoja pitkin, ikään kuin ympäröivät raketin kehän ympäri. Tämä vaihe on suurin ja tehokkain, hän repii raketin irti. Kun raketin ensimmäisen portaan polttoaine on käytetty loppuun, koko vaihe heitetään pois.

Tämän jälkeen raketin liikettä ohjataan toisen vaiheen moottoreilla. Niitä kutsutaan joskus kiihdyttäviksi, koska toisen vaiheen moottoreiden avulla raketti saavuttaa ensimmäisen avaruusnopeuden, joka riittää saavuttamaan Maan kiertoradan.

Tämä voidaan toistaa useita kertoja, jolloin raketin jokainen vaihe painaa vähemmän kuin edellinen, koska Maan painovoima pienenee nousun myötä.

Kuinka monta kertaa tämä prosessi toistetaan, niin monta vaihetta sisältyy avaruusrakettiin. Raketin viimeinen vaihe on suunniteltu ohjaamiseen (lennonkorjausmoottorit ovat saatavilla raketin jokaisessa vaiheessa) sekä hyötykuorman ja astronautien toimittamiseen määränpäähänsä.

Tarkistimme laitteen kuinka raketti toimii, ballistiset monivaiheiset ohjukset, kauhea ydinaseita kantava ase, on järjestetty täsmälleen samalla tavalla eivätkä pohjimmiltaan eroa avaruusraketeista. Ne pystyvät tuhoamaan täysin sekä elämän koko planeetalla että itsensä.

Monivaiheiset ballistiset ohjukset menevät Maanläheiselle kiertoradalle ja sieltä iskevät maakohteisiin jaetuilla ydinkärillä. Samalla 20-25 minuuttia riittää lentääkseen syrjäisimpään pisteeseen.