Daudzpakāpju raķete: Krievijas Federācijas Aizsardzības ministrija. Kāpēc raķetes tiek izgatavotas daudzpakāpju? Shēma ar piekārtām tvertnēm

Projekts tika izstrādāts pēc riska investora no ES pieprasījuma.

Kosmosa kuģa palaišanas orbītā izmaksas joprojām ir ļoti augstas. Tas ir saistīts ar raķešu dzinēju augstām izmaksām, dārgu vadības sistēmu, dārgiem materiāliem, ko izmanto raķešu un to dzinēju saspringtā konstrukcijā, sarežģītu un parasti dārgu tehnoloģiju to izgatavošanai, sagatavošanu palaišanai un galvenokārt vienreizēju izmantošanu. izmantot.

Pārvadātāja izmaksu daļa kopējās kosmosa kuģa palaišanas izmaksās ir atšķirīga. Ja datu nesējs ir sērijveida un ierīce ir unikāla, tad aptuveni 10%. Gluži pretēji, tas var sasniegt 40% vai vairāk. Tas ir ļoti dārgi, un tāpēc radās doma izveidot nesējraķeti, kas līdzīgi gaisa lainerim paceltos no kosmodroma, izlidotu orbītā un, atstājot tur satelītu vai kosmosa kuģi, atgrieztos kosmodromā.

Pirmais mēģinājums īstenot šādu ideju bija Space Shuttle sistēmas izveide. Pamatojoties uz vienreizlietojamo nesēju un Space Shuttle sistēmas trūkumu analīzi, ko veica Konstantīns Feoktistovs (K. Feoktistov. Dzīves trajektorija. Maskava: Vagrius, 2000. ISBN 5-264-00383-1. 8. nodaļa. Raķete kā lidmašīna), ir priekšstats par īpašībām, kurām vajadzētu būt labai nesējraķetei, lai nodrošinātu kravas nogādāšanu orbītā ar minimālām izmaksām un ar maksimālu uzticamību. Tai vajadzētu būt atkārtoti lietojamai sistēmai, kas spēj veikt 100–1000 lidojumu. Atkārtota izmantošana ir nepieciešama gan katra lidojuma izmaksu samazināšanai (izstrādes un ražošanas izmaksas tiek sadalītas pa lidojumu skaitu), gan uzticamības palielināšanai lietderīgās kravas palaišanai orbītā: katrs brauciens ar automašīnu un lidmašīnas lidojums apliecina lidojumu pareizību. tā dizains un augstas kvalitātes ražošana. Līdz ar to ir iespējams samazināt izmaksas par kravas apdrošināšanu un pašas raķetes apdrošināšanu. Tikai atkārtoti lietojamas mašīnas var būt patiesi uzticamas un lētas ekspluatācijā - piemēram, tvaika lokomotīve, automašīna, lidmašīna.

Raķetei jābūt vienpakāpes. Šī prasība, tāpat kā atkārtota izmantošana, ir saistīta ar izmaksu samazināšanu un uzticamības nodrošināšanu. Patiešām, ja raķete ir daudzpakāpju, tad pat tad, ja visas tās pakāpes droši atgriežas uz Zemes, tad pirms katras palaišanas tās ir jāsaliek vienotā veselumā, un nav iespējams pārbaudīt pakāpju atdalīšanas procesu pareizu montāžu un darbību. pēc montāžas, jo katrā pārbaudē saliktajai mašīnai ir jāsadrūp. Nav pārbaudīts, nav pārbaudīts, vai pēc montāžas darbojas, savienojumi kļūst it kā vienreiz lietojami. Un arī pakete, kas savienota ar mezgliem ar samazinātu uzticamību, zināmā mērā kļūst vienreizēja. Ja raķete ir daudzpakāpju, tad tās darbības izmaksas ir lielākas par vienpakāpes mašīnas ekspluatācijas izmaksām šādu iemeslu dēļ:

• Viena posma mašīnai nav nepieciešamas montāžas izmaksas.
• Pirmo posmu nolaišanai nav nepieciešams iedalīt nosēšanās laukumus uz Zemes virsmas, un līdz ar to nav jāmaksā par to nomu, par to, ka šīs platības netiek izmantotas ekonomikā.
• Par pirmo soļu transportēšanu uz starta vietu nav jāmaksā.
• Daudzpakāpju raķetes uzpilde prasa sarežģītāku tehnoloģiju, vairāk laika. Pakas montāža un posmu nogādāšana palaišanas vietā nav pakļaujama vienkāršai automatizācijai, un tāpēc šādas raķetes sagatavošanā nākamajam lidojumam ir jāpiedalās vairāk speciālistu.

Raķetei kā degvielai jāizmanto ūdeņradis un skābeklis, kā rezultātā degšanas rezultātā pie dzinēja izejas rodas videi draudzīgi sadegšanas produkti ar augstu īpatnējo impulsu. Vides tīrība ir svarīga ne tikai darbam, kas tiek veikts sākumā, degvielas uzpildes laikā, avārijas gadījumā, bet arī, lai izvairītos no sadegšanas produktu kaitīgās ietekmes uz atmosfēras ozona slāni.

Skylon, DC-X, Lockheed Martin X-33 un Roton ir vieni no attīstītākajiem vienposma kosmosa kuģu projektiem ārvalstīs. Ja Skylon un X-33 ir spārnotās raķetes, tad DC-X un Roton ir vertikālās pacelšanās un vertikālās nosēšanās raķetes. Turklāt abi nonāca līdz testa paraugu izveidei. Ja Rotonam bija tikai atmosfēras prototips autorotācijas nosēšanās praktizēšanai, tad DC-X prototips veica vairākus lidojumus vairāku kilometru augstumā ar šķidrās degvielas raķešu dzinēju (LRE) ar šķidru skābekli un ūdeņradi.

Raķetes Zeya tehniskais apraksts

Lai radikāli samazinātu izmaksas par kravas palaišanu kosmosā, Lin Industrial ierosina izveidot nesējraķeti Zeya (LV). Tā ir vienpakāpes, atkārtoti lietojama vertikālās pacelšanās un vertikālās nosēšanās transporta sistēma. Tas izmanto videi draudzīgas un ļoti efektīvas degvielas sastāvdaļas: oksidētājs - šķidrais skābeklis, degviela - šķidrais ūdeņradis.

Nesējraķete sastāv no oksidētāja tvertnes (virs tās ir siltuma vairogs atmosfēras iekļūšanai un mīksts nosēšanās rotors), kravas nodalījuma, instrumentu nodalījuma, degvielas tvertnes, astes nodalījuma ar piedziņas sistēmu un šasijas. Degvielas un oksidētāja tvertnes - segmentālas-koniskas, nesošās, kompozīta. Degvielas tvertnē tiek radīts spiediens ar šķidrā ūdeņraža gazifikācijas palīdzību, un oksidētāja tvertnē tiek radīts spiediens ar saspiestu hēliju no augstspiediena cilindriem. Maršēšanas piedziņas sistēma sastāv no 36 dzinējiem, kas izvietoti ap apkārtmēru, un ārējās izplešanās sprauslas centrālā korpusa formā. Vadība galvenā dzinēja darbības laikā slīpumā un leņķī tiek veikta, droseles diametrāli novietotos dzinējus, ripojumā - ar astoņu dzinēju palīdzību uz gāzveida degvielas komponentiem, kas atrodas zem kravnesības nodalījuma. Dzinēji ar gāzveida degvielu komponentiem tiek izmantoti kontrolei orbitālā lidojuma segmentā.

Zeya lidojuma modelis ir šāds. Pēc nokļūšanas atskaites tuvajā Zemei orbītā raķete, ja nepieciešams, veic orbītas manevrus, lai iekļūtu mērķa orbītā, pēc tam, atverot derīgās kravas nodalījumu (svarā līdz 200 kg), tā to atdala.

Viena apgrieziena laikā Zemes orbītā no palaišanas brīža, izdodot bremzēšanas impulsu, Zeya nolaižas palaišanas kosmodroma zonā. Augsta nosēšanās precizitāte tiek nodrošināta, izmantojot raķetes formas radīto pacēluma un pretestības attiecību sānu un attāluma manevriem. Mīksta nosēšanās tiek veikta, nolaižoties, izmantojot autorotācijas principu un astoņus nosēšanās amortizatorus.

Ekonomika

Zemāk ir aptuvens darba laiks un izmaksas pirms pirmās palaišanas:

• Pilotprojekts: 2 mēneši – 2 miljoni eiro
• Piedziņas sistēmas izveide, kompozītmateriālu tvertņu un vadības sistēmas izstrāde: 12 mēneši - 100 miljoni eiro
• Solu bāzes izveide, prototipu izbūve, ražošanas sagatavošana un modernizācija, projektēšanas projekts: 12 mēneši - 70 miljoni eiro
• Komponentu un sistēmu izstrāde, prototipu pārbaude, lidojuma produkta ugunsdrošības pārbaude, tehniskais projekts: 12 mēneši - 143 miljoni eiro

Kopā: 3,2 gadi, 315 miljoni eiro

Saskaņā ar mūsu aprēķiniem vienas palaišanas izmaksas būs 0,15 miljoni eiro, bet starplidojumu uzturēšanas un pieskaitāmās izmaksas būs aptuveni eiro 0,1 miljons starppalaišanas periodam. Ja izlaišanas cenu iestatāt € 35 tūkstoši par 1 kg (maksājot 1250 eiro/kg), kas ir tuvu Dņepras raķetes palaišanas cenai ārvalstu klientiem visa palaišana (200 kg lietderīgā krava) klientam izmaksās € 7 milj.. Tādējādi projekts atmaksāsies 47 palaišanas reizē.

Zeya variants ar trīskomponentu dzinēju

Vēl viens veids, kā palielināt vienpakāpes nesējraķetes efektivitāti, ir pāriet uz LRE ar trim degvielas komponentiem.

Kopš 70. gadu sākuma PSRS un ASV ir pētīta trīskomponentu dzinēju koncepcija, kas, izmantojot ūdeņradi kā degvielu, apvienotu augstu īpatnējo impulsu un lielāku vidējo degvielas blīvumu (un līdz ar to mazāku tilpumu). un degvielas tvertņu svars), raksturīgs ogļūdeņražu degvielai. Iedarbināšanas brīdī šāds dzinējs darbotos ar skābekli un petroleju, un lielā augstumā tas pārslēgtos uz šķidrā skābekļa un ūdeņraža izmantošanu. Šāda pieeja var dot iespēju izveidot vienpakāpes kosmosa nesēju.

Mūsu valstī tika izstrādāti trīskomponentu dzinēji RD-701, RD-704 un RD0750, taču tie netika nogādāti prototipu izveides stadijā. Astoņdesmitajos gados NPO Molnija izstrādāja daudzfunkcionālo kosmosa sistēmu (MAKS), kuras pamatā ir RD-701 šķidrās degvielas raķešu dzinējs ar skābekli + petroleju + ūdeņraža degvielu. Amerikā tika veikti arī trīskomponentu raķešu dzinēju aprēķini un projektēšana (sk., piemēram, Džeimsa A. Mārtina un Alana V. Vilhita sadaļu Dual-Fuel Propulsion: Why it Works, Possible Engines, and Results of Vehicle Studies , publicēts 1979. gada maijā Am erican Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) referāts Nr. 79-0878).

Mēs uzskatām, ka trīskomponentu Zeya raķešu dzinējiem tradicionāli piedāvātās petrolejas vietā jāizmanto šķidrais metāns. Tam ir daudz iemeslu:

• Zeya kā oksidētāju izmanto šķidro skābekli, kas vārās -183 grādu temperatūrā pēc Celsija, tas ir, raķetes un degvielas uzpildes kompleksa projektēšanā jau tiek izmantotas kriogēnās iekārtas, kas nozīmē, ka petrolejas nomaiņai nebūs būtisku grūtību. tvertne ar metāna tvertni pie -162 grādiem pēc Celsija.
• Metāns ir efektīvāks par petroleju. Metāna + šķidrā skābekļa degvielas pāra īpatnējais impulss (SI, LRE efektivitātes mērs - dzinēja radītā impulsa attiecība pret degvielas patēriņu) pārsniedz petrolejas + šķidrā skābekļa pāra SI par aptuveni 100 m/s.
• Metāns ir lētāks par petroleju.
• Atšķirībā no petrolejas dzinējiem metāna dzinējos gandrīz nenotiek koksēšana, tas ir, citiem vārdiem sakot, veidojas grūti noņemami kvēpi. Un tāpēc šādus dzinējus ir ērtāk izmantot atkārtoti lietojamās sistēmās.
• Ja nepieciešams, metānu var aizstāt ar līdzīgu sašķidrinātu dabasgāzi (LNG). SDG gandrīz pilnībā sastāv no metāna, tai ir līdzīgas fizikālās un ķīmiskās īpašības, un tā ir nedaudz mazāk efektīva nekā tīrs metāns. Tajā pašā laikā SDG ir 1,5–2 reizes lētāka nekā petroleja un daudz pieejamāka. Fakts ir tāds, ka Krieviju klāj plašs dabasgāzes cauruļvadu tīkls. Pietiek aizvest zaru uz kosmodromu un uzbūvēt nelielu gāzes sašķidrināšanas kompleksu. Arī Krievijā uz Sahalīnas tika uzcelta SDG rūpnīca un divi maza mēroga sašķidrināšanas kompleksi Sanktpēterburgā. Ir plānots uzbūvēt vēl piecas rūpnīcas dažādās Krievijas Federācijas vietās. Tajā pašā laikā raķešu petrolejas ražošanai ir nepieciešamas īpašas naftas kategorijas, kas iegūtas stingri noteiktos laukos, kuru rezerves Krievijā ir izsmeltas.

Trīskomponentu nesējraķetes darbības shēma ir šāda. Vispirms tiek sadedzināts metāns – degviela ar augstu blīvumu, bet salīdzinoši mazu īpatnējo impulsu vakuumā. Tad tiek sadedzināts ūdeņradis – degviela ar zemu blīvumu un pēc iespējas augstāku īpatnējo impulsu. Abu veidu degviela tiek sadedzināta vienā piedziņas sistēmā. Jo lielāks ir pirmā tipa degvielas īpatsvars, jo mazāka ir konstrukcijas masa, bet lielāka ir degvielas masa. Attiecīgi, jo lielāks ir otrā tipa degvielas īpatsvars, jo mazāka ir nepieciešamā degvielas padeve, bet lielāka konstrukcijas masa. Tāpēc ir iespējams atrast optimālo attiecību starp šķidrā metāna un ūdeņraža masām.

Mēs veicām atbilstošos aprēķinus, ņemot degvielas nodalījumu koeficientu ūdeņradim, kas vienāds ar 0,1, un metānam - 0,05. Degvielas nodalījuma attiecība ir degvielas nodalījuma galīgās masas attiecība pret pieejamās degvielas padeves masu. Degvielas nodalījuma galīgajā masā ir iekļautas garantētās degvielas padeves masas, nederīgās degvielu komponentu atliekas un spiediena gāzu masa.

Aprēķini liecina, ka trīskomponentu Zeya zemā Zemes orbītā izlaidīs 200 kg kravnesības ar masu 2,1 tonnas un palaišanas masu 19,2 tonnas Divkomponentu Zeya uz šķidrā ūdeņraža zaudē daudz: masu. konstrukcijas svars ir 4,8 tonnas, un sākuma svars ir 37,8 tonnas.

Zīmējums no Kazimira Simenoviča grāmatas Artis Magnae Artilleriae pars prima 1650. gads

Daudzpakāpju raķete- gaisa kuģis, kas sastāv no divām vai vairākām mehāniski savienotām raķetēm, ko sauc soļi atdaloties lidojumā. Daudzpakāpju raķete ļauj sasniegt ātrumu, kas lielāks par katru tās posmu atsevišķi.

Stāsts

Viens no pirmajiem zīmējumiem, kurā attēlotas raķetes, publicēts Sadraudzības Vitebskas vojevodistes dzimtā militārā inženiera un artilērijas ģenerāļa Kazimira Simenoviča darbā "Artis Magnae Artilleriae pars prima" (lat. "Lielā artilērijas māksla pirmā daļa"). ), iespiests gadā Amsterdamā, Nīderlandē. Uz tās ir trīspakāpju raķete, kurā trešā ir ligzdota otrajā, un abas kopā atrodas pirmajā. Galvas daļā tika ievietota kompozīcija salūtam. Raķetes tika pildītas ar cieto degvielu – šaujampulveri. Šis izgudrojums ir interesants, jo vairāk nekā pirms trīssimt gadiem tas paredzēja virzienu, kurā virzās mūsdienu raķešu tehnoloģija.

Pirmo reizi ideja par daudzpakāpju raķešu izmantošanu kosmosa izpētē ir izteikta K. E. Ciolkovska darbos. Pilsētā viņš publicēja savu jauno grāmatu ar nosaukumu Kosmosa raķešu vilcieni. K. Ciolkovskis šo terminu sauca par saliktajām raķetēm, pareizāk sakot, raķešu kopumu, kas paceļas uz zemes, pēc tam gaisā un visbeidzot kosmosā. Vilcienu, kas sastāv, piemēram, no 5 raķetēm, vispirms vada pirmā - galvas raķete; pēc degvielas izmantošanas tas tiek atvienots un nomests zemē. Tālāk tādā pašā veidā sāk darboties otrais, tad trešais, ceturtais un, visbeidzot, piektais, kura ātrums līdz tam laikam būs pietiekami liels, lai to aiznestu starpplanētu telpā. Darba secību ar galvas raķeti rada vēlme panākt, lai raķešu materiāli darbotos nevis kompresijā, bet sasprindzinājumā, kas atvieglos projektēšanu. Pēc Ciolkovska teiktā, katras raķetes garums ir 30 metri. Diametrs - 3 metri. Gāzes no sprauslām netieši izplūst uz raķešu asi, lai neradītu spiedienu uz nākamajām raķetēm. Pacelšanās skrējiena garums uz zemes ir vairāki simti kilometru.

Neskatoties uz to, ka tehnisko detaļu ziņā raķešu zinātne daudzējādā ziņā ir gājusi pa citu ceļu (mūsdienu raķetes, piemēram, nevis “izklīst” pa zemi, bet paceļas vertikāli, un raķešu raķešu darbības kārtība Mūsdienu raķetes posmi ir pretējs tam, par kuru runāja Ciolkovskis), pati daudzpakāpju raķetes ideja joprojām ir aktuāla šodien.

Raķešu iespējas. No kreisās puses uz labo:
1. vienpakāpes raķete;
2. divpakāpju raķete ar šķērsvirziena atdalīšanu;
3. Divpakāpju raķete ar garenisko atdalīšanu.
4. Raķete ar ārējām degvielas tvertnēm, noņemamas pēc degvielas izsīkuma tajās.

Strukturāli tiek veiktas daudzpakāpju raķetes c šķērsvirziena vai pakāpienu gareniskā atdalīšana.
Plkst šķērsvirziena atdalīšana posmi ir novietoti viens virs otra un darbojas secīgi viens pēc otra, ieslēdzoties tikai pēc iepriekšējā posma atdalīšanas. Šāda shēma principā ļauj izveidot sistēmas ar jebkuru darbību skaitu. Tās trūkums ir tāds, ka nākamo posmu resursus nevar izmantot iepriekšējā darbā, jo tas ir pasīvs slogs.

Plkst gareniskais dalījums pirmā pakāpe sastāv no vairākām identiskām raķetēm (praksē no 2 līdz 8), kas atrodas simetriski ap otrās pakāpes korpusu tā, lai pirmās pakāpes dzinēju vilces spēku rezultants būtu vērsts pa raķetes simetrijas asi. otrkārt, strādājot vienlaicīgi. Šāda shēma ļauj otrās pakāpes dzinējam darboties vienlaikus ar pirmās pakāpes dzinējiem, tādējādi palielinot kopējo vilci, kas īpaši nepieciešams pirmās pakāpes darbības laikā, kad raķetes masa ir maksimāla. Bet raķete ar garenisku posmu atdalīšanu var būt tikai divpakāpju.
Ir arī kombinēta atdalīšanas shēma - gareniski šķērsvirzienā, ļaujot apvienot abu shēmu priekšrocības, kurās pirmais posms ir sadalīts no otrās gareniski, un visu nākamo posmu atdalīšana notiek šķērsām. Šīs pieejas piemērs ir vietējais pārvadātājs Soyuz.

Kosmosa kuģim Space Shuttle ir unikāls divpakāpju raķetes izvietojums ar garenvirziena atdalīšanu, kuras pirmais posms sastāv no diviem sānu cietās degvielas pastiprinātājiem, bet otrajā posmā daļa degvielas atrodas tvertnēs. orbīta(faktiski atkārtoti lietojams kuģis), un lielākā daļa no tiem - noņemamā ārējā degvielas tvertne. Pirmkārt, orbītas piedziņas sistēma patērē degvielu no ārējās tvertnes, un, kad tā ir iztērēta, ārējā tvertne tiek izmesta un dzinēji turpina darboties ar degvielu, kas atrodas orbītas tvertnēs. Šāda shēma ļauj maksimāli izmantot orbītas piedziņas sistēmu, kas darbojas visu kosmosa kuģa palaišanas orbītā laikā.

Ar šķērsvirziena atdalīšanu pakāpieni ir savstarpēji savienoti ar īpašām sekcijām - adapteri- cilindriskas vai koniskas formas nesošās konstrukcijas (atkarībā no pakāpju diametru attiecības), no kurām katrai jāiztur visu nākamo posmu kopējais svars, kas reizināts ar maksimālo raķetes pārslodzes vērtību visās vietās, kur šis adapteris ir daļa no raķetes.
Ar garenisko atdalīšanu uz otrās pakāpes korpusa tiek izveidotas jaudas joslas (priekšējā un aizmugurējā), pie kurām ir piestiprināti pirmā posma bloki.
Elementi, kas savieno kompozītmateriālu raķetes daļas, piešķir tai viena korpusa stingrību, un, kad posmi ir atdalīti, tiem gandrīz acumirklī vajadzētu atbrīvot augšējo pakāpi. Parasti soļi ir savienoti, izmantojot pirobolts. Pirobolts ir stiprinājuma skrūve, kuras šahtā pie galvas ir izveidots dobums, kas piepildīts ar sprāgstvielu ar elektrisko detonatoru. Kad elektriskajam detonatoram tiek pielikts strāvas impulss, notiek sprādziens, iznīcinot skrūves vārpstu, kā rezultātā tā galva atdalās. Sprāgstvielu daudzums piroboltā tiek rūpīgi dozēts, lai, no vienas puses, tas garantētu noplēstu galvu, un, no otras puses, nesabojātu raķeti. Kad posmi ir atdalīti, visu atdalītās daļas savienojošo piroboltu elektriskie detonatori vienlaikus tiek apgādāti ar strāvas impulsu, un savienojums tiek atbrīvots.
Tālāk soļi ir jāatdala drošā attālumā viens no otra. (Iedarbinot augšējās pakāpes dzinēju tuvu apakšējai, var izdegt tā degvielas tvertne un uzspridzināt atlikušo degvielu, kas sabojās augšējo pakāpi vai destabilizēs tā lidojumu.) Kad atmosfērā posmi ir atdalīti, pretimbraucēja aerodinamiskais spēks. to atdalīšanai var izmantot gaisa plūsmu, un tukšumā dažreiz tiek izmantoti papildu mazie cieto raķešu dzinēji.
Šķidrās degvielas raķetēs tie paši dzinēji kalpo arī degvielas "nogulsnēšanai" augšējās pakāpes tvertnēs: kad apakšējās pakāpes dzinējs ir izslēgts, raķete brīvā kritienā lido pēc inerces, bet šķidrā degviela. tvertnēs ir piekare, kas var izraisīt atteici, iedarbinot dzinēju. Palīgdzinēji piešķir ātrumposmiem nelielu paātrinājumu, kura ietekmē degviela "nosēžas" uz tvertņu dibeniem.
Augšējā raķetes attēlā

Palaišana tika veikta ar daudzpakāpju raķetes palīdzību,” šos vārdus daudzkārt esam lasījuši reportāžās par pasaulē pirmo mākslīgo Zemes pavadoņu palaišanu, par Saules pavadoņa izveidi, par kosmosa raķešu palaišana uz Mēnesi. Tikai viena īsa frāze, un cik daudz mūsu Dzimtenes zinātnieku, inženieru un strādnieku iedvesmota darba slēpjas aiz šiem sešiem vārdiem!

Kas ir mūsdienu daudzpakāpju raķetes? Kāpēc kosmosa lidojumiem bija nepieciešams izmantot raķetes, kas sastāv no liela skaita posmu? Kāds ir raķešu posmu skaita palielināšanas tehniskais efekts?

Mēģināsim īsi atbildēt uz šiem jautājumiem. Lai veiktu lidojumus kosmosā, ir nepieciešamas milzīgas degvielas rezerves. Tie ir tik lieli, ka tos nevar ievietot vienpakāpes raķetes tvertnēs. Ar pašreizējo inženierzinātņu līmeni ir iespējams uzbūvēt raķeti, kurā degviela veidotu līdz 80-90% no tās kopējā svara. Un lidojumiem uz citām planētām nepieciešamajām degvielas rezervēm vajadzētu būt simtiem un pat tūkstošiem reižu lielākām par raķetes pašu svaru un lietderīgo slodzi tajā. Ar tām degvielas rezervēm, kuras var ievietot vienpakāpes raķetes tvertnēs, iespējams sasniegt lidojuma ātrumu līdz 3-4 km/s. Raķešu dzinēju pilnveidošana, izdevīgāko degvielas marku meklēšana, kvalitatīvāku konstrukcijas materiālu izmantošana un turpmāka raķešu konstrukcijas uzlabošana noteikti ļaus nedaudz palielināt vienpakāpes raķešu ātrumu. Bet tas joprojām būs ļoti tālu no kosmiskajiem ātrumiem.

Lai sasniegtu kosmiskos ātrumus, K. E. Ciolkovskis ierosināja izmantot daudzpakāpju raķetes. Pats zinātnieks tos tēlaini nosauca par "raķešu vilcieniem". Pēc Ciolkovska domām, raķešu vilcienam vai, kā mēs tagad sakām, daudzpakāpju raķetei vajadzētu sastāvēt no vairākām raķetēm, kas uzstādītas viena virs otras. Apakšējā raķete parasti ir lielākā. Viņa ved visu "vilcienu". Turpmākie soļi tiek padarīti mazāki un mazāki.

Paceļoties no Zemes virsmas, darbojas apakšējās raķetes dzinēji. Viņi rīkojas, līdz iztērē visu degvielu viņas tvertnēs. Kad pirmās pakāpes tvertnes ir tukšas, tā atdalās no augšējām raķetēm, lai neapgrūtinātu to tālāko lidojumu ar pašsvaru. Atdalītais pirmais posms ar tukšām tvertnēm kādu laiku turpina lidot uz augšu pēc inerces un pēc tam nokrīt zemē. Lai pirmo posmu saglabātu atkārtotai izmantošanai, to var nolaist ar izpletni.

Pēc pirmā posma atdalīšanas tiek ieslēgti otrā posma dzinēji. Viņi sāk darboties, kad raķete jau ir pacēlusies līdz noteiktam augstumam un tai ir ievērojams lidojuma ātrums. Otrās pakāpes dzinēji vēl vairāk paātrina raķeti, palielinot tās ātrumu vēl par dažiem kilometriem sekundē. Pēc tam, kad ir izlietota visa otrā posma tvertnēs esošā degviela, tā arī tiek izgāzta. Saliktās raķetes tālāko lidojumu nodrošina trešās pakāpes dzinēju darbība. Tad trešais posms tiek atmests. Rinda tuvojas ceturtās pakāpes dzinējiem. Paveikuši viņiem uzticēto darbu, viņi par noteiktu daudzumu palielina raķetes ātrumu un pēc tam dod ceļu piektā posma dzinējiem. Pēc piektā posma atiestatīšanas sāk strādāt sestie dzinēji.

Tātad katrs raķetes posms secīgi palielina lidojuma ātrumu, un pēdējā, augšējā pakāpe sasniedz nepieciešamo kosmisko ātrumu bezgaisa telpā. Ja uzdevums ir nolaisties uz citas planētas un atgriezties uz Zemes, tad kosmosā izlidojušajai raķetei savukārt jāsastāv no vairākām pakāpēm, kuras secīgi ieslēdzas gan nolaižoties uz planētu, gan paceļoties no tās.

Interesanti redzēt, kādu efektu dod liela skaita pakāpju izmantošana raķetēs.

Paņemiet vienpakāpes raķeti ar palaišanas svaru 500 tonnas.Pieņemsim, ka šis svars ir sadalīts šādi: lietderīgā slodze - 1 tonna, posma sausais svars - 99,8 tonnas un degviela - 399,2 tonnas. Līdz ar to šīs raķetes konstrukcijas pilnība ir tāda, ka degvielas svars ir 4 reizes lielāks par posma sauso svaru, tas ir, pašas raķetes svars bez degvielas un kravas. Ciolkovska skaitlis, tas ir, raķetes palaišanas svara attiecība pret tās svaru pēc tam, kad ir iztērēta visa degviela, šai raķetei būs 4,96. Šis skaitlis un ātrums, ar kādu gāze izplūst no dzinēja sprauslas, nosaka ātrumu, kādu raķete var sasniegt. Tagad mēģināsim aizstāt vienpakāpes raķeti ar divpakāpju raķeti. Atkal ņemsim 1 tonnas kravnesību un pieņemsim, ka pakāpju konstrukcijas pilnība un gāzes izplūdes ātrums paliks tāds pats kā vienpakāpes raķetē. Tad, kā liecina aprēķini, lai sasniegtu tādu pašu lidojuma ātrumu kā pirmajā gadījumā, nepieciešama divpakāpju raķete ar kopējo masu tikai 10,32 tonnas, tas ir, gandrīz 50 reizes vieglāka par vienpakāpes raķeti. Divpakāpju raķetes sausā masa būs 1,86 tonnas, bet abās pakāpēs ievietotās degvielas svars – 7,46 tonnas.Kā redzams, aplūkojamajā piemērā vienpakāpes raķetes nomaiņa pret divpakāpju raķeti. pirmais posms ļauj 54 reizes samazināt metāla un degvielas patēriņu, palaižot to pašu kravnesību.

Ņemsim, piemēram, kosmosa raķeti ar 1 tonnas kravnesību, lai šai raķetei ir jāizlaužas cauri blīvajiem atmosfēras slāņiem un, lidojot bezgaisa telpā, jāattīsta otrs kosmiskais ātrums - 11,2 km/s. Mūsu diagrammas parāda šādas kosmosa raķetes svara izmaiņas atkarībā no degvielas svara daļas katrā posmā un no pakāpju skaita (skat. 22. lpp.).

Ir viegli aprēķināt, ka, ja jūs uzbūvējat raķeti, kuras dzinēji izdala gāzes ar ātrumu 2400 m / s un katrā no posmiem degviela veido tikai 75% no svara, tad pat ar sešām pakāpēm ņem- raķetes pašmasa būs ļoti liela – gandrīz 5,5 tūkstoši tonnu.Uzlabojot raķetes posmu konstrukcijas raksturlielumus, iespējams panākt ievērojamu sākuma svara samazinājumu. Tā, piemēram, ja degviela veido 90% no skatuves svara, tad sešpakāpju raķete var svērt 400 tonnas.

Augstas kaloritātes degvielas izmantošana raķetēs un to dzinēju efektivitātes palielināšana rada ārkārtīgi lielu efektu. Ja šādā veidā gāzes izplūdes ātrums no dzinēja sprauslas tiek palielināts tikai par 300 m/s, sasniedzot to līdz grafikā norādītajai vērtībai - 2700 m/s, tad raķetes palaišanas svaru var samazināt vairākas reizes. Sešu pakāpju raķetei, kurā degvielas svars ir tikai 3 reizes lielāks par skatuves konstrukcijas svaru, palaišanas svars būs aptuveni 1,5 tūkstoši tonnu Un, samazinot konstrukcijas svaru līdz 10% no katras pakāpes kopējā svara, mēs varam samazināt raķetes palaišanas svaru ar tiem pašiem līdz 200 soļiem

Ja palielināsim gāzes aizplūšanas ātrumu vēl par 300 m/sek, tas ir, pieņemsim to vienādu ar 3 tūkstošiem m/sek, tad notiks vēl lielāks svara samazinājums. Piemēram, sešpakāpju raķetei ar degvielas masas daļu 75% palaišanas svars būs 600 tonnas Palielinot degvielas svara daļu līdz 90%, iespējams izveidot kosmosa raķeti ar tikai divām pakāpēm. Tās svars būs aptuveni 850 tonnas.Divkāršojot pakāpju skaitu, raķetes svaru var samazināt līdz 140 tonnām.Un ar sešiem posmiem pacelšanās svars samazināsies līdz 116 tonnām.

Tādā veidā raķetes svaru ietekmē pakāpju skaits, to konstrukcijas pilnība un gāzes aizplūšanas ātrums.

Kāpēc tad, palielinoties pakāpju skaitam, samazinās nepieciešamās degvielas rezerves un līdz ar to arī raķetes kopējais svars? Tas tāpēc, ka jo lielāks būs posmu skaits, jo biežāk tiks izmestas tukšās tvertnes, raķete ātrāk tiks atbrīvota no nederīgas kravas. Tajā pašā laikā, palielinoties posmu skaitam, sākumā raķetes pacelšanās svars ļoti samazinās, un pēc tam pakāpju skaita palielināšanas ietekme kļūst mazāk nozīmīga. Tāpat var atzīmēt, kā skaidri redzams grafikos, ka raķetēm ar salīdzinoši sliktu konstrukcijas raksturlielumu pakāpju skaita palielināšanai ir lielāka ietekme nekā raķetēm ar augstu degvielas procentu katrā posmā. Tas ir diezgan saprotami. Ja katra posma čaulas ir ļoti smagas, tad tās pēc iespējas ātrāk jānomet. Un, ja korpusam ir ļoti mazs svars, tad tas pārāk nenoslogo raķetes, un bieža tukšu korpusu pilēšana vairs nedod tik lielu efektu.

Raķetēm lidojot uz citām planētām, nepieciešamais degvielas patēriņš neaprobežojas ar to daudzumu, kas nepieciešams paātrinājumam pacelšanās laikā no Zemes. Tuvojoties citai planētai, kosmosa kuģis iekrīt tās pievilkšanas sfērā un sāk tuvoties tās virsmai ar pieaugošu ātrumu. Ja planētai tiek liegta atmosfēra, kas spēj nodzēst vismaz daļu no ātruma, tad raķete, krītot uz planētas virsmas, attīstīs tādu pašu ātrumu, kāds nepieciešams, lai aizlidotu no šīs planētas, tas ir, otrās telpas ātrums. Otrā kosmiskā ātruma vērtība, kā zināms, katrai planētai ir atšķirīga. Piemēram, Marsam tas ir 5,1 km/sek, Venērai - 10,4 km/sek, Mēnesim - 2,4 km/sek. Gadījumā, ja raķete lido uz planētas pievilkšanas sfēru ar noteiktu ātrumu attiecībā pret pēdējo, raķetes krišanas ātrums būs vēl lielāks. Piemēram, otrā padomju kosmosa raķete sasniedza Mēness virsmu ar ātrumu 3,3 km/sek. Ja uzdevums ir nodrošināt vienmērīgu raķetes nosēšanos uz Mēness virsmas, tad uz raķetes klāja ir jābūt papildu degvielas krājumiem. Lai dzēstu jebkuru ātrumu, ir nepieciešams izmantot tik daudz degvielas, cik nepieciešams, lai raķete attīstītu tādu pašu ātrumu. Līdz ar to kosmosa raķetei, kas paredzēta kāda veida kravas drošai nogādāšanai uz Mēness virsmu, ir jāpārvadā ievērojamas degvielas rezerves. Vienpakāpes raķetei ar 1 tonnu kravnesību vajadzētu būt 3–4,5 tonnu svaram atkarībā no tās konstrukcijas pilnības.

Iepriekš mēs parādījām, kādam ir jābūt raķetēm milzīgam svaram, lai kosmosā nogādātu 1 tonnu smagu, un tagad redzam, ka tikai trešdaļu vai pat ceturto daļu no šīs kravas var droši nolaist uz Mēness virsmu. Pārējam vajadzētu būt degvielai, uzglabāšanas tvertnēm, dzinējam un vadības sistēmai.

Kādam jābūt kosmosa raķetes galīgajam svaram, kas paredzēta zinātniskā aprīkojuma vai citas 1 tonnu smagas kravas drošai nogādāšanai uz Mēness virsmu?

Lai sniegtu priekšstatu par šāda veida kuģiem, mūsu attēlā parasti sadaļā ir parādīta piecu pakāpju raķete, kas paredzēta konteinera ar 1 tonnu smagu zinātnisku aprīkojumu nogādāšanai uz Mēness virsmu. šī raķete tika balstīta uz tehniskajiem datiem, kas sniegti daudzās grāmatās (piemēram, V. Feodosjeva un G. Sinjareva grāmatās "Ievads raķetēšanā" un Satona "Raķešu dzinēji").

Tika paņemti šķidrās degvielas raķešu dzinēji. Lai piegādātu degvielu sadegšanas kamerām, tiek nodrošināti turbo sūkņu bloki, kurus darbina ūdeņraža peroksīda sadalīšanās produkti. Tiek pieņemts, ka pirmās pakāpes dzinēju vidējais gāzes izplūdes ātrums ir 2400 m/s. Augšējo posmu dzinēji darbojas ļoti retinātos atmosfēras slāņos un bezgaisa telpā, tāpēc to efektivitāte izrādās nedaudz augstāka un tiem gāzes izplūdes ātrums tiek pieņemts 2700 m/sek. Pakāpju konstrukcijas raksturlielumiem tika pieņemtas tādas vērtības, kas ir atrodamas tehniskajā literatūrā aprakstītajās raķetēs.

Ar atlasītajiem sākotnējiem datiem tika iegūti šādi kosmosa raķetes svara raksturlielumi: pacelšanās masa - 3348 tonnas, tai skaitā 2892 tonnas degvielas, 455 tonnas konstrukcijas un 1 tonna lietderīgā krava. Atsevišķo ātrumposmu svars sadalījās šādi: pirmais posms - 2760 tonnas, otrais - 495 tonnas, trešais - 75,5 tonnas, ceturtais - 13,78 tonnas, piektais - 2,72 tonnas.Raķetes augstums sasniedza 60 m , apakšējās pakāpes diametrs - 10 m

Pirmajā posmā tika piegādāti 19 dzinēji ar vilces spēku 350 tonnas katrs. Uz otrā - 3 tādi paši dzinēji, uz trešā - 3 dzinēji ar vilces jaudu 60 tonnas katrs. Ceturtajā - viens ar 35 tonnu vilci un pēdējā posmā - dzinējs ar 10 tonnu vilci.

Paceļoties no Zemes virsmas, pirmās pakāpes dzinēji paātrina raķeti līdz 2 km/s ātrumam. Pēc pirmās pakāpes tukšā korpusa nomešanas tiek ieslēgti nākamo trīs posmu dzinēji, un raķete iegūst otro kosmosa ātrumu.

Tālāk raķete pēc inerces lido uz Mēnesi. Tuvojoties tās virsmai, raķete pagriež sprauslu uz leju. Piektā posma dzinējs ir ieslēgts. Tas mazina krišanas ātrumu, un raķete vienmērīgi nolaižas uz Mēness virsmu.

Iepriekš minētais skaitlis un ar to saistītie aprēķini, protams, neatspoguļo reālu Mēness raķetes projektu. Tie ir doti tikai, lai sniegtu pirmo priekšstatu par kosmosa daudzpakāpju raķešu mērogu. Ir pilnīgi skaidrs, ka raķetes konstrukcija, tās izmēri un svars ir atkarīgi no zinātnes un tehnikas attīstības līmeņa, no konstruktoru rīcībā esošajiem materiāliem, no izmantotās degvielas un raķešu dzinēju kvalitātes, no tā celtnieku prasme. Kosmosa raķešu radīšana paver neierobežotas iespējas zinātnieku, inženieru un tehnologu radošumam. Šajā jomā joprojām ir daudz atklājumu un izgudrojumu. Un ar katru jaunu sasniegumu raķešu īpašības mainīsies.

Tāpat kā mūsdienu IL-18, TU-104, TU-114 tipa dirižabļi nelīdzinās lidmašīnām, kas lidoja šī gadsimta sākumā, tā arī kosmosa raķetes tiks nepārtraukti pilnveidotas. Laika gaitā lidojumos kosmosā raķešu dzinējos tiks izmantota ne tikai ķīmisko reakciju enerģija, bet arī citi enerģijas avoti, piemēram, kodolprocesu enerģija. Mainoties raķešu dzinēju veidiem, mainīsies arī pašu raķešu dizains. Taču ievērojamā K. E. Ciolkovska ideja par "raķešu vilcienu" izveidi vienmēr spēlēs cienījamu lomu plašo kosmosa plašumu izpētē.

Uz att. 22 parāda, ka ballistiskās raķetes trajektorija un līdz ar to tās lidojuma diapazons ir atkarīgs no sākotnējā ātruma V 0 un leņķa Θ 0 starp šo ātrumu un horizontu. Šo leņķi sauc par metiena leņķi.

Pieņemsim, piemēram, mešanas leņķis ir vienāds ar Θ 0 = 30°. Šajā gadījumā raķete, kas sāka savu ballistisko lidojumu punktā 0 ar ātrumu V 0 = 5 km/sek, lidos pa elipses līkni II. Pie V 0 = 8 km/sek., raķete lidos pa eliptisku līkni III, pie V 0 = 9 km/s, pa IV līkni. Palielinot ātrumu līdz 11,2 km/sek, trajektorija no slēgtas eliptiskas līknes pārvērtīsies atvērtā paraboliskā līknē un raķete atstās zemes gravitācijas sfēru (līkne V). Vēl lielākā ātrumā raķete aizbēgs pa hiperbolu (VI). Šādi mainās raķetes trajektorija, mainoties sākuma ātrumam, lai gan metiena leņķis paliek nemainīgs.

Ja saglabāsit nemainīgu sākotnējo ātrumu un mainīsit tikai metiena leņķi, raķetes trajektorija piedzīvos ne mazāk būtiskas izmaiņas.

Pieņemsim, piemēram, sākotnējais "ātrums ir vienāds ar V 0 = 8 km / h. Ja raķete tiek palaista vertikāli uz augšu (metiena leņķis Θ 0 = 90 °), tad teorētiski tā paaugstināsies līdz augstumam, kas vienāds ar rādiusu Zemi un atgriezties uz Zemes netālu no sākuma ( VII) Pie Θ 0 = 30°, raķete lidos pa eliptisku trajektoriju, kuru mēs jau esam apsvēruši (līkne III). Visbeidzot, pie Θ 0 = 0° (palaišana paralēli horizonts), raķete pārvērtīsies par Zemes pavadoni ar apļveida orbītu (I līkne).

Šie piemēri parāda, ka tikai mainot metiena leņķi, raķešu darbības rādiuss ar tādu pašu sākotnējo ātrumu 8 km/s var būt diapazonā no nulles līdz bezgalībai.

Kādā leņķī raķete sāks savu ballistisko lidojumu? Tas ir atkarīgs no vadības programmas, kas tiek dota raķetei. Iespējams, piemēram, katram sākuma ātrumam izvēlēties izdevīgāko (optimālāko) metiena leņķi, pie kura lidojuma attālums būs vislielākais. Sākotnējam ātrumam palielinoties, šis leņķis samazinās. Rezultātā iegūtās diapazona, augstuma un lidojuma laika aptuvenās vērtības ir parādītas tabulā. 4.

4. tabula

Ja metiena leņķi var patvaļīgi mainīt, tad sākotnējā ātruma maiņa ir ierobežota, un tā palielināšana par katru 1 km/s ir saistīta ar lielām tehniskām problēmām.

K. E. Ciolkovskis sniedza formulu, kas ļauj ar dzinējiem noteikt raķetes ideālo ātrumu tās paātrinājuma beigās:

V id \u003d V ist ln G sākums / G beigas,

kur V id - ideālais raķetes ātrums aktīvās sekcijas beigās;

V ist - gāzu aizplūšanas ātrums no dzinēja strūklas sprauslas;

G beg - raķetes sākotnējais svars;

G con - raķetes galīgais svars;

Ln ir naturālā logaritma zīme.

Ar gāzu aizplūšanas ātruma vērtību no raķešu dzinēja sprauslas iepazināmies iepriekšējā sadaļā. Tabulā norādītajai šķidrajai degvielai. 3, šie ātrumi ir ierobežoti līdz 2200–2600 m/s (vai 2,2–2,6 km/s), bet cietajam kurināmajam – līdz 1,6–2,0 km/s.

G start apzīmē sākotnējo svaru, t.i., raķetes kopējo svaru pirms palaišanas, un G end ir tās galīgais svars paātrinājuma beigās (pēc degvielas beigšanās vai dzinēju izslēgšanas). Šo formulā iekļauto svaru attiecību G beg /G con sauc par Ciolkovska skaitli un netieši raksturo raķetes paātrināšanai izmantotās degvielas svaru. Acīmredzot, jo lielāks ir Ciolkovska skaitlis, jo lielāku ātrumu raķete attīstīs un līdz ar to, jo tālāk tā lidos (ceteris paribus), tomēr Ciolkovska skaitlis, kā arī gāzu aizplūšanas ātrums no sprauslas, ir savi ierobežojumi.

Uz att. 23 parādīta tipiskas vienpakāpes raķetes sadaļa un tās svara diagramma. Papildus degvielas tvertnēm raķetei ir dzinēji, vadības ierīces un sistēmas, apvalks, kravnesība, kā arī dažādi konstrukcijas elementi un palīgiekārtas. Tāpēc raķetes galīgais svars nevar būt daudzkārt mazāks par tās sākotnējo svaru. Piemēram, vācu raķete V-2 bez degvielas svēra 3,9 tonnas, bet ar degvielu - 12,9 tonnas.Tas nozīmē, ka šīs raķetes Ciolkovska cipars bija: 12,9 / 3,9 = 3,31. Pašreizējā ārvalstu raķešu zinātnes attīstības līmenī šī attiecība ārvalstu raķetēm sasniedz 5–7.

Aprēķināsim vienpakāpes raķetes ideālo ātrumu, ņemot V 0 = 2,6 km/sek. un G sākums / G beigas = 7,

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

No tabulas. 4 parāda, ka šāda raķete spēj sasniegt aptuveni 3200 km attālumu. Taču tā faktiskais ātrums būs mazāks par 5 km/sek. jo dzinējs savu enerģiju tērē ne tikai raķetes paātrinājumam, bet arī gaisa pretestības pārvarēšanai, gravitācijas spēka pārvarēšanai. Raķetes faktiskais ātrums būs tikai 75 - 80% no ideālā. Līdz ar to tā sākotnējais ātrums būs aptuveni 4 km/s un darbības rādiuss ne vairāk kā 1800 km*.

* (Tabulā norādītais diapazons. 4 ir norādīts aptuveni, jo, to aprēķinot, netika ņemti vērā vairāki faktori. Piemēram, netika ņemti vērā trajektorijas posmi, kas atrodas blīvos atmosfēras slāņos, un Zemes rotācijas ietekme. Šaujot austrumu virzienā, ballistisko raķešu lidojuma diapazons ir lielāks, jo to ātrumam attiecībā pret Zemi tiek pievienots pašas Zemes griešanās ātrums.)

Lai izveidotu starpkontinentālo ballistisko raķeti, palaistu mākslīgos Zemes pavadoņus un kosmosa kuģus un vēl jo vairāk, lai nosūtītu kosmosa raķetes uz Mēnesi un planētām, nesējraķetei ir jāpiešķir ievērojami lielāks ātrums. Tātad raķetei ar darbības rādiusu no 9000 līdz 13000 km ir nepieciešams sākotnējais ātrums aptuveni 7 km/s. Pirmais kosmiskais ātrums, kas jāpiešķir raķetei, lai tā kļūtu par Zemes pavadoni ar mazu orbitālo augstumu, kā zināms, ir 8 km/sek.

Lai pamestu Zemes gravitācijas sfēru, raķete jāpaātrina līdz otrajam kosmiskajam ātrumam - 11,2 km/s, lai aplidotu Mēnesi (neatgriežoties uz Zemes) ir nepieciešams ātrums, kas lielāks par 12 km/s. Aplidot Marsu, neatgriežoties uz Zemi, var veikt ar sākotnējo ātrumu aptuveni 14 km/s, bet ar atgriešanos orbītā ap Zemi – aptuveni 27 km/s. Lai samazinātu lidojuma ilgumu uz Marsu un atpakaļ līdz trim mēnešiem, ir nepieciešams ātrums 48 km/s. Savukārt raķetes ātruma palielināšanai ir nepieciešams tērēt arvien lielāku degvielas daudzumu paātrinājumam.

Pieņemsim, piemēram, mēs esam uzbūvējuši raķeti, kas sver 1 kg bez degvielas. Ja mēs vēlamies viņai pateikt ātrumu 3, 6, 9 un 12 km / s, tad cik daudz degvielas būs jāiepilda raķetē un jāsadedzina paātrinājuma laikā? Nepieciešamais degvielas daudzums * ir parādīts tabulā. 5.

* (Ar izplūdes ātrumu 3 km/sek.)

5. tabula

Nav šaubu, ka raķetes korpusā, kuras "sausais" svars ir tikai 1 kg, mēs spēsim uzņemt 1,7 kg degvielas. Bet ļoti apšaubāms, ka tas spēj uzņemt viņa 6,4 kg. Un, acīmredzot, tajā ir absolūti neiespējami uzpildīt 19 vai 54 kg degvielas. Vienkārša, bet pietiekami spēcīga tvertne, kurā var ietilpt tik daudz degvielas, jau sver daudz vairāk par kilogramu. Piemēram, autobraucējiem zināmā divdesmit litru tvertne sver aptuveni 3 kg. Raķetes "sausajā" svarā papildus tvertnei jāiekļauj dzinēju svars, konstrukcija, kravnesība utt.

Mūsu izcilais tautietis K. E. Ciolkovskis atrada citu (un līdz šim vienīgo) veidu, kā atrisināt tik sarežģītu uzdevumu kā sasniegt tādus raķešu ātrumus, kādus mūsdienās prasa prakse. Šis ceļš sastāv no daudzpakāpju raķešu izveides.

Tipiska daudzpakāpju raķete ir parādīta attēlā. 24. Tas sastāv no lietderīgās kravas UN vairākām noņemamām stadijām ar elektrostaciju un degvielas padevi katrā. Pirmās pakāpes dzinējs informē lietderīgo slodzi, kā arī otro un trešo posmu (otrā apakšraķete) ar ātrumu ν 1 . Pēc tam, kad degviela ir iztērēta, pirmā pakāpe atdalās no pārējās raķetes un nokrīt zemē, bet otrās pakāpes dzinējs tiek ieslēgts uz raķetes. Tās vilces spēka ietekmē atlikušā raķetes daļa (trešā apakšraķete) iegūst papildu ātrumu ν 2 . Tad arī otrais posms pēc degvielas beigšanās atdalās no pārējās raķetes un nokrīt zemē. Šajā laikā ieslēdzas trešās pakāpes dzinējs un informē kravnesību par papildu ātrumu ν 3 .

Tādējādi daudzpakāpju raķetē krava daudzkārt paātrinās. Trīspakāpju raķetes kopējais ideālais ātrums būs vienāds ar trīs ideālo ātrumu summu, kas iegūta katrā posmā:

V id 3 \u003d ν 1 + ν 2 + ν 3.

Ja gāzu aizplūšanas ātrums no visu posmu dzinējiem ir vienāds un pēc katra no tiem atdalīšanas raķetes atlikušās daļas sākotnējā svara attiecība pret pēdējo nemainās, tad ātrums palielinās. ν 1, ν 2 un ν 3 būs vienādi viens ar otru. Tad mēs varam pieņemt, ka raķetes ātrums, kas sastāv no trim (vai pat n) pakāpēm, būs trīskāršs (vai palielināts par n reizēm) vienpakāpes raķetes ātrumam.

Faktiski katrā daudzpakāpju raķešu posmā var būt dzinēji, kas dod atšķirīgu izplūdes ātrumu; var netikt saglabāta nemainīga svara attiecība; gaisa pretestība mainoties lidojuma ātrumam un Zemes pievilcība, attālinoties no tās. Tāpēc daudzpakāpju raķetes gala ātrumu nevar noteikt, vienkārši reizinot vienpakāpes raķetes ātrumu ar pakāpju skaitu*. Bet paliek taisnība, ka, palielinot posmu skaitu, raķetes ātrumu var palielināt vairākas reizes.

* (Jāpatur prātā arī tas, ka starp viena posma izslēgšanu un otra ieslēgšanu var būt laika intervāls, kurā raķete lido pēc inerces.)

Turklāt daudzpakāpju raķete var nodrošināt vienas un tās pašas kravnesības diapazonu ar ievērojami mazāku kopējo degvielas patēriņu un palaišanas svaru nekā vienpakāpes raķete. Vai cilvēka prātam ir izdevies apiet dabas likumus? Nē. Vienkārši cilvēks, apgūstot šos likumus, var ietaupīt uz degvielu un konstrukcijas svaru, veicot uzdevumu. Vienpakāpes raķetē no paša aktīvās sekcijas sākuma līdz beigām mēs paātrinām visu tās "sauso" svaru. Daudzpakāpju raķetē mēs to nedarām. Tātad trīspakāpju raķetē otrais posms vairs netērē degvielu, lai paātrinātu pirmās pakāpes "sauso" svaru, jo pēdējais tiek izmests. Trešais posms arī netērē degvielu pirmā un otrā posma "sausā" svara paātrināšanai. Tas paātrina tikai sevi un lietderīgo slodzi. Trešo (un vispār pēdējo) posmu vairs nevarēja atvienot no raķetes galvas, jo tālāka paātrināšana nav nepieciešama. Bet daudzos gadījumos tas joprojām atdala. Tādējādi pēdējo posmu atdalīšana tiek praktizēta satelītu nesējraķetēs, kosmosa raķetēs un tādās kaujas raķetēs kā Atlas, Titan, Minuteman, Jupiter, Polaris utt.

Kad kosmosā tiek palaists raķetes galvas daļā novietotais zinātniskais aprīkojums, ir paredzēta pēdējās pakāpes atdalīšana. Tas ir nepieciešams iekārtas pareizai darbībai. Kad tiek palaists satelīts, tas ir paredzēts arī tā atdalīšanai no pēdējās pakāpes. Pateicoties tam, pretestība samazinās un var pastāvēt ilgu laiku. Palaižot kaujas ballistisko raķeti, tiek nodrošināta pēdējā posma atdalīšana no kaujas galvas, kā rezultātā kļūst grūtāk atklāt kaujas galvu un trāpīt tai ar pretraķeti. Turklāt pēdējais posms, kas atdalīts raķetes nolaišanās laikā, kļūst par mānekli. Ja atkārtotas ieiešanas atmosfērā laikā ir plānots kontrolēt kaujas galviņu vai stabilizēt tās lidojumu, tad bez pēdējā posma to ir vieglāk kontrolēt, jo tai ir mazāka masa. Visbeidzot, ja pēdējais posms nav atdalīts no kaujas galvas, tad būs jāaizsargā gan no apkures, gan sadegšanas, kas ir neizdevīgi.

Protams, liela ātruma iegūšanas problēma tiks atrisināta ne tikai ar daudzpakāpju raķešu izveidi. Šai metodei ir arī savi trūkumi. Fakts ir tāds, ka, palielinoties posmu skaitam, raķešu dizains kļūst daudz sarežģītāks. Ir nepieciešami sarežģīti pakāpju atdalīšanas mehānismi, tāpēc zinātnieki vienmēr tieksies pēc minimālā soļu skaita, un tam, pirmkārt, ir jāiemācās iegūt arvien lielākus sadegšanas produktu aizplūšanas ātrumus. vai kādas citas reakcijas produkti.

Kāda ir daudzpakāpju raķetes ierīce Apskatīsim klasisko kosmosa lidojuma raķetes piemēru, kas aprakstīts raķešu zinātnes pamatlicēja Ciolkovska rakstos. Tieši viņš bija pirmais, kurš publicēja daudzpakāpju raķetes ražošanas pamatideju.

Raķetes darbības princips.

Lai pārvarētu gravitāciju, raķetei ir nepieciešams liels degvielas padeve, un jo vairāk degvielas mēs uzņemam, jo ​​lielāka ir raķetes masa. Tāpēc, lai samazinātu raķetes masu, tie ir veidoti pēc daudzpakāpju principa. Katru posmu var uzskatīt par atsevišķu raķeti ar savu raķetes dzinēju un degvielas padevi lidojumam.

Kosmosa raķetes posmu ierīce.

Kosmosa raķetes pirmais posms lielākā, kosmosa lidojumam paredzētajā raķetē var būt līdz 6 1.pakāpes dzinējiem un jo smagāka krava jāved kosmosā, jo vairāk dzinēju raķetes pirmajā pakāpē.

Klasiskajā versijā tie ir trīs, kas atrodas simetriski gar vienādsānu trīsstūra malām, it kā apņemot raķeti pa perimetru. Šī skatuve ir vislielākā un jaudīgākā, tieši viņa norauj raķeti. Kad degviela raķetes pirmajā pakāpē ir iztērēta, visa pakāpe tiek izmesta.

Pēc tam raķetes kustību kontrolē otrās pakāpes dzinēji. Tos dažreiz sauc par paātrinātājiem, jo ​​tieši ar otrās pakāpes dzinēju palīdzību raķete sasniedz pirmo kosmosa ātrumu, kas ir pietiekams, lai sasniegtu Zemes orbītu.

To var atkārtot vairākas reizes, un katrs raķetes posms sver mazāk nekā iepriekšējais, jo Zemes gravitācijas spēks samazinās līdz ar kāpšanu.

Cik reizes šis process tiek atkārtots, tik daudz soļu ir ietverts kosmosa raķetē. Raķetes pēdējais posms ir paredzēts manevrēšanai (lidojuma korekcijas dzinēji ir pieejami katrā raķetes posmā) un kravas un astronautu nogādāšanai galamērķī.

Mēs pārskatījām ierīci kā darbojas raķete, ballistiskās daudzpakāpju raķetes, šausmīgs ierocis, kas nes kodolieročus, ir sakārtotas tieši tāpat un būtiski neatšķiras no kosmosa raķetēm. Viņi spēj pilnībā iznīcināt dzīvību uz visas planētas un pašu.

Daudzpakāpju ballistiskās raķetes doties uz Zemes orbītu un no turienes trāpīt zemes mērķiem ar sadalītām kaujas lādiņām ar kodolgalviņām. Tajā pašā laikā pietiek ar 20-25 minūtēm, lai viņi aizlidotu uz attālāko punktu.